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以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。 相似文献
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为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势. 相似文献
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洲际助推-滑翔导弹弹道优化与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了得到洲际助推一滑翔导弹的最优弹道,给出了弹道分段准则,分析了适合的弹道形式;建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题,在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下,建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明,助推-滑翔-弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推-滑翔导弹. 相似文献
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分析了洲际助推-滑翔导弹可达区域的形状,给出了求解思路.建立了三自由度弹道模型、推力模型、气动模型与气动热模型.将可达区域优化转化为四类弹道优化问题,在考虑诸多实际约束下,建立了多阶段多约束优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.结果表明,洲际助推-滑翔导弹最佳可达区域可能为不对称的扇形区域,面积可达4430万平方千米. 相似文献
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基于钱学森弹道的新概念飞航导弹 总被引:10,自引:1,他引:9
在现有飞航导弹与运载火箭技术结合的基础上,提出了一种基于钱学森弹道,即助推—滑翔式弹道的新概念飞航导弹方案设想,该导弹可能成为对付航空母舰战斗群、导弹防御系统的一种重要手段;同时介绍了俄罗斯和美国的最新发展动态。 相似文献
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围绕美国海军在2017年10月30日首次成功完成高超声速滑翔飞行器技术验证飞行试验这一里程碑事件,对美国海军此次飞行试验的背景和现状进行了综述,分析预测了美国海军在高超声速助推滑翔导弹方向上的装备目标图像和部属情况。认为美国海军最终将研制一型射程4 000~5 000 km、仅携带常规战斗部的潜射型中程高超声速助推滑翔导弹。 相似文献
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为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。 相似文献
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针对助推-滑翔式再入导弹,提出了一种基于空气动力模型的扩展卡尔曼跟踪算法.首先推导了弹体坐标系和东北天坐标系之间的转换关系,接着描述了两种坐标系下再入目标的空气动力模型,然后建立了目标的运动状态方程和量测方程,给出了扩展卡尔曼滤波过程,最后仿真分析了一条助推-滑翔弹道,并结合该弹道进行了跟踪试验.蒙特卡洛仿真结果表明,所述方法比基于未知输入模型的方法跟踪效果更好,且能有效估计目标的空气动力学系数. 相似文献
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正从国外对于中国2014年1月的高超音速飞行器试验分析来看,大多倾向于认为是一次高超音速助推-滑翔飞行器试验,而由于高超音速助推-滑翔飞行器发展回避了全新的动力系统技术障碍,因此进展最快。由于高超音速助推-滑翔技术依赖于雄厚的助推火箭技术和强烈的军事需求,因此开展此方面研究的国家主要是美国和俄罗斯。 相似文献
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针对助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计和速度控制问题,给出滑翔终端速度计算公式和滑翔终端速度控制方法,为滑翔弹道和滑翔终端速度控制联合设计提供了工具,为解决滑翔式飞行器起滑点位置、速度偏差及飞行中气动偏差等造成的滑翔终端速度偏差较大的问题提供了基础。仿真验证表明:该方法实用性较好,具有较强的工程应用价值。 相似文献