助推-滑翔导弹弹道优化研究

针对助推-滑翔导弹的弹道优化问题,给出了一种求解其最大射程弹道的分段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型。在考虑攻角绝对值、攻角变化率、法向过载、分离点攻角衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了其最大射程弹道。分析表明,助推-滑翔导弹比传统弹道导弹射程显著提高,其最优弹道的起伏有助于增大射程和提高突防能力。     

助推-远程滑翔三维飞行的热流峰值分析

为简便分析助推-远程滑翔弹道三维情况下的热流特性,基于远程滑翔三维飞行动力学模型和热力学基本公式,根据助推-远程滑翔弹道的两类飞行弹道(平衡滑翔弹道和跳跃滑翔弹道)的特点,推导建立了两类弹道三维情况下平均热流和驻点热流计算的解析公式。详尽分析了再入角、再入速度、升阻比、滚转角和翼载荷对两类弹道热流峰值的影响规律。由分析可知在远程滑翔三维飞行情况下,滚转角对其热流峰值有显著影响;升阻比大于１,滚转角控制在60度以内,其热流峰值能够得到有效降低。
     

洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化

分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道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。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。     

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析

提出了一种高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹设计方法,并对弹道特性进行了仿真.首先介绍了高超声速助推-滑翔式飞行器的概念和它的基本弹道轨迹,分析了传统轨迹设计中的不足.然后提出了一种机动程序和发动机短暂点火相结合控制跃起,综合考虑实时精确的空气动力、地球引力以实现跳跃式飞行的弹道轨迹设计方法,并在机动控制程序不变时对点火次数、点火高度和推力大小进行了弹道仿真分析.仿真结果显示了该方法的可行性、整体设计上的优势以及在增大射程、提高突防能力上的性能优势.     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

基于增强协同优化的助推-滑翔导弹概念研究

针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设 计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在 内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同优化方 法进行分解协调优化。目标函数为最大射程和最小总加热量的加权和,约束条件为驻点热流 、导弹质量、滑翔段终点速度、高度等。采用试验设计方法进行不同外形的气动力计算,并 构造响应曲面。结果表明该MDO方法可适用于助推-滑翔导弹的概念研究。
     

助推-滑翔导弹射程管理技术研究

针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理实现射程管理的可行性,确定了助推-滑翔导弹射程的可覆盖范围,并给出了一组特定射程下的飞行参数。研究结果表明,通过能量管理技术可实现大范围的射程调节,最小射程可到最大射程的49.3%,采用该射程管理技术可实现助推-滑翔导弹弹道快速、灵活设计,为其发射参数的装订提供了一种新的途径。     

高超声速远程导弹弹道解析估算与特性分析

对于高超声速远程导弹助推-滑翔弹道,提出一种弹道参数的解析估算方法,该方法从能量的角度出发,利用准平衡滑翔条件建立滑翔射程和飞行时间的解析估算公式;在此基础上定量地分析研究升阻比、初始速度等弹道参数对滑翔射程和时间的影响规律;同时在理论上分析了最小能量椭圆弹道的射程和飞行时间特性。基于推导得到的解析估算公式,对比研究滑翔弹道和椭圆弹道的在不同条件下的射程和时间特性,并提出这两种弹道最佳适用范围的确定准则。最后,通过仿真分析表明,解析估算结果与数值仿真结果的误差小于2%,具有较高的精度,能够可靠、有效地分析出滑翔弹道的性能,可为弹道方案的初步选取提供参考。     

跨大气层飞行器的无动力跃滑弹道优化研究

针对跨大气层飞行器的无动力跃滑飞行弹道的特性,建立了其飞行动力学模型,通过弹道仿真分析了该弹道相对于最小能量弹道所具有的射程和突防性能优势,提出了几种跳跃飞行可能采用的控制方式,其中最大升阻比控制方式在单一控制方式中的射程最大,在此基础上,基于射程最大进行全弹道优化,结果表明最大升阻比滑翔飞行是使射程最大的最佳飞行方式。     

助推-滑翔导弹总体一体化优化设计

综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型.应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较.结果表明,助推-滑翔导弹具有很强的机动突防能力,且具有增程能力.     

超声速巡航飞行器纵向机动弹道设计技术研究

以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器,其全程在大气层内飞行,飞行弹道易受到发动机性能、风干扰以及气动等偏差因素的影响。而其弹道采用爬升、巡航、下压和超低空巡航飞行相结合的方式,弹道跨度大。本文对其纵向机动弹道进行了研究,提出了用样条函数作为高度调节规律,采用过载控制方法,实现飞行器纵向通道的机动飞行并平滑过渡。最后以典型工况为例进行数学仿真,结果表明该方法能很好的满足超声速巡航飞行器高度控制任务需求,并且爬升/下压时间短、稳定性好。     

高超声速滑翔飞行器典型弹道特性分析

研究平衡滑翔和跳跃滑翔两种高超声速滑翔飞行器典型弹道模式的纵向弹道特性。首先建立高超声速滑翔飞行器的纵向运动模型。在平衡滑翔条件下,导出速度、高度与速度倾角之间函数关系式,分析动压、过载与热流密度随速度变化的规律,并给出常升阻比时运动状态参数之间的解析表达式。针对跳跃滑翔弹道,采用数值仿真方法分析初始速度、高度与速度倾角对弹道的影响。本文的研究有利于提高对高超声速滑翔飞行器弹道特性的认识水平,并能为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等提供参考。     

高超声速飞行器非连续点火助推增程弹道设计

针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。     

基于混沌粒子群算法的跳跃-滑翔轨迹优化

研究了一种高超声速跳跃-滑翔弹道方案。通过末级发动机多次点火,将再入弹道设计成临近空间的跳跃-滑翔弹道,在满足过程约束和航程约束的前提下实现总加热量最小的目标。采用混沌粒子群算法优化轨迹,通过引入混沌扰动避免算法早熟收敛。最后通过对高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H的仿真分析,验证了优化算法的有效性。     

滑翔式远程导弹滑翔段弹道研究

滑翔式远程导弹的滑翔弹道选择对其航程影响极为显著。论文主要研究滑翔段轨迹特性 及最大滑翔航程弹道的参数近似计算方法。提出了最大升阻比条件下的平衡滑翔弹道是航程 较优的弹道的观点,并对这一观点进行了证明;进而给出了最大升阻比平衡滑翔条件下的主 要参数间的解析关系式。仿真计算表明给出的滑翔段参数解析关系式精度较高,能用于最大 航程弹道的参数近似计算。     

远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究

提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法.给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界.利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道.考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束的纵向参考弹道设计问题转化为单参数搜索问题.利用LQR方法完成纵向参考弹道跟踪,并采用改进的侧向制导策略生成侧向弹道.仿真结果表明,给出的制导算法可在线生成满足多种约束的三自由度弹道,在远程滑翔导弹滑翔段制导控制方面有一定的应用前景.     

助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法

针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题,提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发,建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上,利用准平衡滑翔条件,推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数,并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正,从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明,所提方法的滑翔射程解析估算误差小于1%,具有较高精度,可为高超声速远程滑翔弹道飞行性能分析、射程估算和在线弹道规划提供可靠的理论依据。     

基于Gauss伪谱法的助推-滑翔飞行器多阶段约束轨迹优化(英文)

在同时存在路径约束和边界条件时确定助推-滑翔飞行器的最优运动轨迹是近年来的热点问题。本文讨论了助推-滑翔飞行器的具有最大纵向航程和横向航程的两种最优轨迹。Gauss伪谱法是由Benson和Huntington提出的,在求解复杂的最优控制问题时有较快的收敛速度并能提供高精度的解。文中介绍了该方法并利用其将轨迹优化问题变换为可由NLP求解器进行数值求解的非线性规划问题。文中还介绍了其它相关的技术,例如端点控制的计算方法、处理包含奇异弧段的多阶段问题的处理方法、获得初始猜测值的方法和验证结果的方法等。仿真结果可以说明在给定的热流、过载和动压约束下最优轨迹的若干关键特性。通过优化和仿真计算,同时证明了此方法的实用性和有效性。     

助推-滑翔导弹再入弹道快速优化

基于LGL(Legendre-Gauss-Lobatto)伪谱法,研究了临近空间助推-滑翔导弹再入段弹道快速优化问题。首先,基于改进的气动力模型建立了较为精确的再入数学模型;其次,针对该优化问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,基于LGL伪谱法系统地建立了再入最优飞行弹道的求解步骤,为解决直接利用LGL伪谱法存在的困难,设计了一种基于LGL伪谱法的串行优化求解策略;最后,分别采用积分推进法和协状态映射原理对优化结果进行了可行性和最优性验证。仿真结果表明,本文的弹道优化方法优化1条再入弹道所用时间为3～4 s,计算效率较高,路径约束和端点约束均得到很好满足,算法求解精度较高,有效地实现了多约束多变量大型稀疏的再入弹道导弹快速优化。     

滑翔弹道优化设计研究

研究滑翔弹道优化设计问题.采用考虑地球转速和扁率的动力学模型进行了弹道优化设计.根据滑翔弹道的特点提出了优化设计的方法.针对滑翔弹道优化设计中的强非线性、多约束、多种类性能指标、多局部极值的问题,采用了粒子群全局优化与经典局部优化相结合的算法,并通过仿真计算验证了算法的适用性.针对典型的工程问题,对滑翔弹道进行了优化,设计结果对工程实践具有一定的指导意义.