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为实现弹道导弹总体参数快速优化,根据弹道导弹被动段弹道与椭圆弹道之间偏差为小量的特点,建立了一种基于椭圆弹道和精确弹道的两阶段优化模型,有效平衡了计算复杂度与优化精度的矛盾。在弹道导弹总体参数建模基础上,将该问题抽象为最大射程约束下最小起飞质量的参数快速优化问题。为加快模型优化进程,第一阶段优化以椭圆弹道代替精确积分弹道,采用粒子群算法进行全局搜索求得准最优解;第二阶段以第一阶段求得的准最优解作为初始解,在此基础上进行接力局部寻优并对椭圆弹道进行误差修正。仿真结果表明,该方法在保证优化效果的基础上,显著提高了优化效率,具有一定的工程应用价值。 相似文献
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从靶场安全控制对故障弹道的需求出发,给出了弹道简化计算方法,阐述了通过改变发动机动力曲线、飞行程序角参数方式模拟导弹故障模式,并讨论了故障弹道的计算方法,仿真计算的结果满足靶场安全控制演练要求。 相似文献
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时间协同攻击是提高弹道导弹突防能力和作战效能的一种重要手段。由于发动机推力偏差等干扰因素造成导弹的飞行时间偏差较大,为精确控制弹道导弹的飞行时间,运用BP神经网络算法,建立了一种适用于较大飞行时间偏差修正的飞行时间调控模型。该模型用视加速度偏差表征推力偏差等干扰的影响,根据视加速度偏差调整导弹飞行中某一时段的程序角来实现对飞行时间的精确控制。由BP神经网络建立满足飞行时间偏差要求下视加速度与飞行程序角速率、转弯结束时间之间的映射关系。导弹实际飞行时,根据实际视加速度,由BP神经网络在线计算出飞行程序角速率及转弯结束时间,使导弹在干扰条件下仍以预定飞行时间到达目标。最后,通过仿真验证了该模型的有效性和可行性。 相似文献
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不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化 总被引:1,自引:0,他引:1
滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。 相似文献
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针对弹道跟踪数据融合处理中的大计算量环节研究了快速算法。用样条函数表示弹道参数,建立了多测元的联合观测模型和弹道参数的非线性融合计算模型,给出了弹道参数的求解算法,分析了弹道参数融合计算中的大型矩阵运算问题,利用基础线性代数函数库提高了大型矩阵的运算速度。建立了样条模型计算的非线性约束优化模型,给出了确定样条节点位置的优化算法,通过分析样条模型的计算原理设计了并行算法,实现了样条模型的并行化计算。仿真结果表明,弹道参数融合计算和样条模型计算的效率都得到了显著提高,计算时间减少了65.47%,对缩短数据处理周期有重要意义。 相似文献
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本文将脱壳穿甲弹结构参数在飞行弹道上对空气动力特性、外弹道特性的相互影响作了分析,提出了在飞行弹道上对主要结构参数进行气动力-外弹道一体化优化设计的必要性。基于脱壳穿甲弹的弹道特点和战术技术要求,确定了优化设计变量、目标函数、约束函数。建立了一体化的优化设计数学模型,并利用空气动力数值计算、外弹道数值计算和最优化方法进行求解,编制了一套设计软件。通过对某小口径火炮脱壳穿甲弹优化设计应用表明,软件计算精度较高,优化设计后的脱壳穿甲弹主要弹道性能有了大幅度抛高,优化设计收到了很好的效果。 相似文献
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轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法,采用两种轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法--静态+动态一体化优化方法和参数最优化方法,研究载人飞船再入的轨迹/总体参数的优化,并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算,得到飞船的最优滚转程序、升阻比,再入角和再人终端时间。结果分析表明,两种一体化优化方法有得到较高精度。 相似文献
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冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。 相似文献
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In order to provide accurate launching pitching angular velocity(LPAV) for the exterior trajectory optimization design, multi-flexible body dynamics(MFBD) technology is presented to study the changing law of LPAV of the rotating missile based on spiral guideway. An MFBD virtual prototype model of the rotating missile launching system is built using multi-body dynamics modeling technology based on the built flexible body models of key components and the special force model.The built model is verified with the frequency spectrum analysis. With the flexible body contact theory and nonlinear theory of MFBD technology, the research is conducted on the influence of a series of factors on LPAV, such as launching angle change, clearance between launching canister and missile,thrust change, thrust eccentricity and mass eccentricity, etc. Through this research, some useful values of the key design parameters which are difficult to be measured in physical tests are obtained. Finally,a simplified mathematical model of the changing law of LPAV is presented through fitting virtual test results using the linear regression method and verified by physical flight tests. The research results have important significance for the exterior trajectory optimization design. 相似文献
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航天器轨迹优化的通用数值方法 总被引:2,自引:2,他引:2
给出了航天器轨迹优化的一种通用数值仿真方法,该方法是由静态参数优化和动态参数优化构成,其中,静态参数优化采用可变误差多面体算法,动态参数优化采用基于最优控制理论的共轭梯度方法。 相似文献
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小推力深空探测轨道全局优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对小推力深空探测四维轨道优化设计,给出了一种组合优化算法,采用该算法基于二体模型进行了深空探测四维轨道全局优化。该组合优化算法由动态规划算法、静态参数优化算法与共轭梯度算法组成。动态规划算法和静态参数优化算法用以选择最优的发射窗口、返回窗口及相应的近似飞行轨道;基于该近似轨道方案,采用共轭梯度算法(解决两点边值问题)求解精确的最优轨道。通过大量的数值仿真计算,得到了航天器的全局最优飞行轨道,及相应的最优发射窗口与返回窗口。数值仿真结果表明,该组合优化算法对深空探测轨道优化具有良好的通用性和工程运用价值。 相似文献
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某型导弹"模飞"测试方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析某型导弹原有"模飞"测试方法的基础上,针对其硬件环境提出了一种新的利用弹载飞行软件进行"模飞"测试的方法.根据导弹受力特性分析,用拟合公式替代了复杂的外力计算,并建立了简化的外弹道模型.最后,根据中断程序模拟的导弹飞行环境进行了"模飞"测试.结果表明,在确保导弹发射可靠的条件下,该方法对减少发射准备时间、提高突防能力具有重要意义. 相似文献
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对水平起降两级入轨(TSTO)运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先,给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略:先给定侧向剖面,再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求,设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面,并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段;针对一子级宽速域气动变化显著特点,为避免轨迹跳跃,定义了增高减速段和下降滑翔段,并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次,针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差,扩展了自适应高维伪谱插值(AMPI)算法的参数空间,并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明,设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场,设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃,采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。 相似文献