弹道导弹反动能拦截器机动突防研究

针对动能拦截器的拦截,研究了弹道导弹在大气层外作无动力飞行时的突防机动问题.分别建立了突防导弹和动能拦截器的六自由度运动学和动力学模型以及它们之间的相对运动学模型,突防弹采用了最优突防策略,拦截器采用了最优末制导,仿真得到了突防弹在正弦机动下的脱靶量,并研究分析了突防机动周期、突防机动时机等因素对突防效果的影响.     

视线角辅助捷联惯导组合导航系统研究

被动雷达导引头在飞行过程中接收地面路标或已知目标的信号,可测得视线高低角、方位角,这两个角度信息具有辅助惯导的潜力.文中采用卡尔曼滤波算法,建立了雷达导引头视线高低角和方位角辅助惯导的模型.仿真结果表明,利用该视线信息可辅助捷联惯性导航系统(SINS),构建被动雷达导引头/捷联惯导系统,可以提高惯导的姿态精度,并对位置、速度有一定的抑制作用.     

基于能态近似法的再入轨迹优化设计

针对间接法中,终端积分时间在迭代前后无法相同这一问题,介绍了能态近似法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为飞行器再入过程中所受的总加热量最小,控制变量则为迎角和滚转角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态约束分别为速度、航迹倾角、高度、经度和纬度约束。文中引入了比能的概念,代替时间变量作为新的积分变量,此时末端能量只由终端速度和终端高度确定,从而解决了积分终止条件的固定问题。应用共轭梯度法和乘子法对带有约束的最优控制问题进行求解。通过仿真,计算机实时生成了一条满足终端约束条件、控制量约束条件的最优化轨迹。仿真结果表明该方法具有一定的实时性,且精度较高。仿真得到的最优轨迹能够满足飞行器自主导航对轨迹实时性的要求,具有较好的工程应用前景。     

三维内转进气高超声速导弹气动布局研究

基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究.数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能.两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性.此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小.因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计.     

基于伪距+伪距率组合的GPS/INS仿真平台开发

伪距+伪距率组合作为一种主要的深组合方式已日益广泛的应用于飞行器组合导航的研究领域.在研制组合导航系统之前,建立组合导航仿真平台是降低研制成本和缩短开发周期的有效途径.建立了基于伪距+伪距率组合模式的INS/GPS组合导航仿真平台,并着重介绍组合子部分的模型、算法以及软件结构.最终的设计方案已应用于某型无人机仿真系统中.     

基于信息融合的SINS/ESMPS/ST组合导航系统研究

文中研究了基于多传感器信息融合技术的SINS/基于地日月信息的定位系统(ESMPS)/星跟踪器(ST)组合导航系统,以实现航天器高精度自主导航定位.文中设计了自适应联邦滤波器,通过引入基于地日月信息的定位系统和星跟踪器信息,对捷联惯导系统进行实时估计与校正,抑制其误差累积.仿真结果证明,该系统具有较高的精度、自主性和鲁棒性.     

基于直接配点法的再入轨迹优化设计

介绍了直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为末端速度最大,控制变量则为迎角和滚转角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到航迹倾角和高度的约束。然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,即将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于M at-lab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性。因此,直接配点法对于再入轨迹优化问题的求解是可行的。