基于单纯形优化算法的火箭弹增程研究

针对火箭弹增程问题,提出了以攻角为优化变量的实时优化方法.基于制导弹药的纵向平面模型,建立了制导火箭弹弹道模型,采用改进单纯形优化算法在SIMULINK中实现了函数子模块优化,对某型制导火箭弹弹道进行实时优化仿真.结果表明:采用改进单纯形的攻角实时优化,可以在保证火箭弹飞行稳定性的前提下有效增加火箭弹射程,且增程率达到...     

一种滑翔飞行器弹道的参数优化方法研究

建立了飞行器滑翔弹道的数学模型,通过把控制变量攻角在空间域上离散成100段,将飞行器的弹道优化问题转化为参数优化问题,提出了一种自适应变终端反复趋近的参数优化方法。采用自适应模拟退火算法对节点处的攻角进行寻优,找到一个最优的攻角控制规律,使得射程最大,并与最大升阻比飞行方案进行比较和分析,得出了最优控制方案的航程大于升阻比最大飞行方案航程的结论并分析了原因。     

制导火箭弹制导控制系统精益设计方法

制导火箭弹在陆军未来战争中正发挥越来越重要的作用，制导控制系统设计是制导火箭弹研制的核心和难题。提出了一种适用于制导火箭弹制导控制系统的精益设计方法，将设计过程分为数据处理环节、自动驾驶仪设计环节、制导律设计环节和六自由度仿真分析环节4个部分，并将标准化和基于模型的思想体现在精益化设计软件中，从而给出了一条可以又快又好地完成系统设计的技术途径。     

带落角和末端攻角约束的最优末制导律

针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。     

单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较高的命中精度,进行了单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究。首先,推导了视线角速度的解耦公式,去除了导引头测量信息中耦合的弹体姿态信息;然后,建立了视线运动方程和测量模型,为了解决测量信息与弹目距离和接近速度的弱相关性,使用一个时变Gauss-Markov随机向量代替视线运动方程中的非线性部分,采用UKF滤波方法得到可用于制导控制律设计的视线角速度的实时估计值;最后,通过正交仿真验证了所设计的单兵火箭弹捷联导引滤波方法的可行性。     

火箭弹垂直发射动力学建模与仿真

首先建立了火箭弹垂直发射的弹道模型,然后研究了升阻比、弹道倾角等参数的变化对火箭弹射程的影响,并分别对这两种情况进行了仿真。仿真结果表明,滑翔飞行时,在一定程度上增大了升阻比,有助于增大火箭弹的射程;另外在转弯结束时,弹道倾角的变化对火箭弹射程也有一定影响。     

加速度传感器阵滚转测量算法设计

为了控制火箭弹的飞行来减小射弹散布和增加射程,需要实时测量其滚转角。本文提出了应用四只相邻成直角安装的加速度传感器来组成加速度传感器阵来对火箭弹的滚转角进行测量。通过运算分析加速度传感器的输出参数,并应用相关的器件对获得的参数进行一系列信号处理来消除重力加速度,从而得到火箭弹瞬时的滚转角。最后,分析误差结果,得出设计算法的可行性。     

火箭弹电动舵机模糊单神经元PID控制算法

针对制导火箭弹电动式舵机,为提高其响应速度和精度,文章在模糊PID控制基础上,提出了模糊单神经元PID控制方法。首先,建立了火箭弹舵机系统模型;然后,将模糊推理、单神经元自学习算法和PID控制相结合,建立智能控制系统,以实现对舵机输入指令的精确、快速响应。经仿真实验表明:在此智能控制下,舵机位置在阶跃响应的调节时间、超调量以及正弦跟踪上相对于传统模糊PID控制均得到有效改进,具有良好的动静态性能、自适应性和稳定性。     

大攻角导弹的导引运动建模与导引律设计

介绍了在大攻角情况下,建立的导弹目标的追逃运动模型;阐明了在目标运动详细信息未知的条件下,应用基于李雅普诺夫稳定性理论的鲁棒控制方法,提出的一种非线性鲁棒制导算法.仿真结果验证了导引运动模型的正确性和制导算法的有效性.     

二次点火发动机最优增程设计与分析

研究了采用二次点火发动机对火箭弹进行增程的最优设计方法与设计原理，用罚函数法把约束条件构成统一的目标函数，再用直接寻优法进行计算，分析了火箭弹倾角、再点火时间及总冲分配等因素对射程的影响。结果表明，二次点火发动机技术可以实现远程火箭弹增程最大的设计要求，且最优发射角对射程影响极大；总冲分配最佳时，总的阻力消耗最小，增程率越大；再点火时间的影响相对较弱。同时还比较了二次点火发动机工作时的火箭弹弹道与一般弹道的区别，及其对阻力和射程的影响。     

基于落点预测的高旋火箭弹弹道修正算法

高旋火箭弹的修正控制是基于等效力实现的二维弹道修正控制，由于弹体存在陀螺进动和马格努斯效应，在控制力作用下产生的附加攻角引起的升力与控制力的矢量合为等效力，其大小与方向在控制过程中不断变化，不能简单根据偏差量（修正量）的比例关系来确定控制力的方向。基于此，分析了控制力与等效力的关系，提出了一种基于弹道落点预测的控制算法。首先利用弹道落点预测模型实时预测落点与目标的偏差量，然后利用小扰动法构造偏差量对控制量的敏感系数矩阵，通过偏差量与敏感系数矩阵解算出纵、横两个方向的需用控制量。采用修正前后速度矢量的位置关系得到控制量的合矢量及其方位角，并利用控制量的合矢量与等效力计算出控制周期，在控制周期内按照等效力方位角调整控制力的方向实现对高旋火箭弹的精确控制，解决了非线性耦合问题。仿真结果表明该算法具有较高的控制精度，为工程应用提供理论依据。     

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system with flight constraints and cooperative constraints is investigated. This paper mainly cares about the coordination of the entry glide flight phase and driving-down phase. Different from the existing results, both the attack time and the attack angle constraints are considered simultaneously. Firstly, for the entry glide flight phase, a two-stage method is proposed to achieve the rapid cooperative trajectories planning, where the control signal corridors are designed based on the quasi-equilibrium gliding conditions. In the first stage, the bank angle curve is optimized to achieve the attack angle coordination. In the second stage, the angle of attack curve is optimized to achieve the attack time coordination. The optimized parameters can be obtained by the secant method. Secondly, for the driving-down phase, the cooperative terminal guidance law is designed where the terminal attack time and attack angle are considered. The guidance law is then transformed into the bank angle and angle of attack commands. The cooperative guidance strategy is summarized as an algorithm. Finally, a numerical simulation example with three hypersonic gliding vehicles is provided for revealing the effectiveness of the acquired strategy and algorithm.     

一种多级火箭飞行方案设计的工程方法

提出了一种进行单级和多级火箭飞行方案设计的一般方法。这是一种基于微积分变分原理的工程方法。其目的是根据给定导弹的攻角方案设计其俯仰角方案。最大攻角的优化根据给定的初始设计值采用正交法进行。该方法可以快速地进行多级火箭的飞行方案设计。     

基于双圆弧原理的协同制导律研究

为了突破舰艇配备的近程防御武器系统,反舰导弹需对攻击时间与攻击角度进行协同制导,以实施饱和攻击。文章基于双圆弧原理提出了一种多导弹攻击时间与攻击角度协同制导律。首先,采用双圆弧原理规划导弹的航路,将导弹导引到预定的攻击角度上。然后,根据待飞直线距离对待飞时间进行估算,求出预测时间误差,确定导弹按照特定的圆弧轨迹机动飞行的指令和机动飞行的时间,通过机动飞行来对时间误差进行补偿。最后,再利用所设计的导引律导引导弹攻击目标。     

基于锥形运动的制导火箭速度控制导引律设计

针对制导火箭落点速度的约束要求,提出了一种采用锥形运动控制导弹飞行速度的导引方法。该方法首先设计了满足速度约束的虚拟目标理想运动轨迹,将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题,通过建立制导火箭与虚拟目标的相对运动模型,分析了弹目相对位置和相对速度的关系,推导了具有速度控制的导引律一般形式,并采用动态逆控制理论设计了锥形运动控制指令和导引参数。通过数字仿真对比了不同落角约束条件下导弹锥形运动的速度控制效果,结果表明该方法设计的导引律能够满足制导火箭速度约束要求,且制导精度高、控制效果好,为导弹锥形运动速度控制技术提供了参考。     

制导火箭弹起控时间对规划弹道的影响

以制导火箭弹飞行过程中能量损失最小为代价函数,利用高斯伪谱法构建最优控制模型,在弹箭中制导阶段寻找最优性能指标下的规划弹道,分析弹道规划起始时间对火箭弹末速的影响,得到各弹道诸元随不同起始规划时刻变化的曲线图。仿真结果表明:弹道规划起控时间对中制导阶段弹箭末速影响比较明显,最大可使其减少11%左右,与靶场初步试验结果相吻合。     

无人机双发固体火箭助推器同步性研究

探讨和分析了无人机采用双发固体火箭助推发射方案时存在的助推器同步性问题。并以某型无人机和火箭助推器为例,进行了火箭助推器的同步性仿真计算以及同步性对无人机发射段飞行稳定性的影响计算,分析确定了影响双发固体火箭同步性的显著因素,并就改善双发火箭同步性提出了相应的技术措施。计算结果表明,火箭助推器同步性对无人机发射段飞行轨迹及稳定性的影响在工程应用上是可行的。     

基于控制变量参数化的主动反拦截突防最优控制计算方法

针对由于敌防空系统防御能力不断提高所带来的进攻导弹突防难题,提出主动反拦截突防(IAIP)的概念,以弥补传统机动突防仅考虑进攻导弹的逃逸而忽略其攻击任务的缺陷。根据IAIP制导的内涵,在综合考虑目标的机动性能、拦截导弹末段的拦截特性及进攻导弹的控制系统性能的基础上,建立进攻导弹-目标-拦截导弹的三体运动模型。将突防制导指令的设计等效为最优控制的求解,其中突防指令为实现燃料最省目标的最优解,进攻导弹的过载、拦截导弹的脱靶量、进攻导弹的攻击角、打击精度和突防后的视线角,分别为控制约束、路径约束和末端约束。借鉴控制变量参数化(CVP)方法将最优控制问题转化为非线性数学规划问题,并将路径约束离散化后采用序列二次规划(SQP)算法得到突防时机给定条件下制导指令的数值解。提出基于CVP的混合遗传算法(CVP-GA),用于求解最优突防时机及制导指令。仿真结果显示,采用IAIP最优控制算法的进攻导弹在成功突防后的打击精度仍可满足任务要求,且其燃料消耗相对于传统串联式突防方法降低了23.7%,验证了该方法的有效性及优越性。     

Footprint Problem with Angle of Attack Optimization for High Lifting Reentry Vehicle

A formal analysis to footprint problem with effects of angle of attack (AOA) is presented. First a flexible and rapid standardized method for footprint generation is developed. Zero bank angle control strategy and the maximum crossrange method are used to obtain virtual target set; afterward, closed-loop bank angle guidance law is used to find footprint by solving closest approach problem for each element in virtual target set. Then based on quasi-equilibrium glide condition, the typical inequality reentry trajectory constraints are converted to angle of attack lower boundary constraint. Constrained by the lower boundary, an original and practical angle of attack parametric method is proposed. By using parametric angle of attack profile, optimization algorithm for angle of attack is designed and the impact of angle of attack to footprint is discussed. Simulations with different angle of attack profiles are presented to demonstrate the performance of the proposed footprint solution method and validity of optimal algorithm.