机动发射下空间飞行器上升段弹道快速计算方法

机动发射条件下,为提高空间飞行器变射面横向机动模型的诸元计算速度,设计了基于牛顿迭代算法的诸元快速计算模型。以基准弹道诸元参数为迭代初值,选取了6个关键参数,在同一弹道模型基础上,采用牛顿迭代法对诸元进行快速求解。仿真结果表明,在一定范围内,迭代后的变射面横向机动弹道能够与飞行中段弹道高精度交班,且计算耗时不超过2 s,能够满足机动发射需求。     

基于数据库的助推滑翔导弹助推段弹道诸元快速解算方法

针对助推滑翔导弹快速发射的任务需求，提出了一种基于诸元数据库的助推段弹道诸元快速解算方法。首先，利用滑翔段弹道解析估算，得到影响射程的助推段终端参数。然后，对助推段终端空域进行网格化剖分，针对每个高度速度特征点，利用牛顿迭代法对弹道诸元进行解算并形成诸元数据库。最后，基于诸元数据库利用临近点双线性插值方法计算弹道诸元并开展了仿真验证。结果表明，所提方法在保证良好精度的同时可以大大缩短弹道诸元计算时间，从而提高弹道设计的效率。     

机动弹道对抗导弹防御系统的效能分析

为了研究机动弹道对抗导弹防御系统的突防效能,梳理了弹道导弹防御系统的组成与作战流程,通过剖析系统的信息流向与处理过程,提炼出机动弹道突防导弹防御系统的机理,即采用机动弹道可使导弹预警信息处理能力下降,从而破坏、瘫痪导弹防御系统,实现导弹的有效突防.通过仿真滑翔机动弹道和椭圆弹道,并对计算的跟踪弧段、弹道估计和预报误差进行比较,结果表明：采用机动弹道,观测弧段压缩44％,弹道估计误差增大数倍,有效预报时间大大缩短.因此,采用机动弹道是导弹突防的一种有效手段.     

单发夹角式火箭助推发射起飞仿真技术研究

通过分析某型单发夹角式火箭助推发射无人机从助推火箭点火到爬升至安全高度的运动过程,建立了某型无人机发射起飞全阶段的动力学模型,运用Matlab编写了发射起飞段的飞行仿真程序。仿真结果与实际飞行结果对比分析表明,仿真预测的结果与该型无人机的实际飞行结果较为吻合。此外,探索了一种准确、快速地确定非标状态下安全发射包线的方法,提高了仿真程序的通用性和快速性。     

某型导弹"模飞"测试方法研究

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.     

基于能量管理的横向机动弹道优化设计

为实现小射程能量的有效利用,增强导弹的突防能力和禁飞区规避能力,提出了一种基于能量管理的横向机动弹道设计与优化方法.该方法通过初始离面角使弹道一级偏离传统射面,后面级再修正射面以命中目标.在建立能量管理方程、初始离面角及横向转弯角的解析计算模型的基础上,迭代解析计算机动角的初值;采用遗传算法对机动角及弹道程序进行优化,得到了最优解.仿真结果表明,该方法在满足导弹能量管理的条件下实现了导弹的横向机动,可有效提高弹道导弹的突防能力,优化算法简单可行,收敛效果好.     

多飞行器再入段时间协同弹道规划方法

提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。     

基于波束引导的空空导弹越肩发射制导律研究

越肩发射是一种新型的攻击方式,要使导弹能够快速攻击尾后目标,且为了避免程序控制导弹转弯这种方式不够灵活,载机无法根据目标机动快速调整导弹转向的缺点,提出了一种由本机发射电磁波束引导导弹转弯并对目标实施攻击的方法.首先分析了波束引导过程,在载机发射的波束指引下,计算出导弹的飞行弹道,并分析引导过程中导弹过载的变化,采用搜索算法模拟出了导弹的全向截获区；然后设计出导弹攻击方案,并计算出此方案下机上波束发射装置的转动规律.最后通过仿真分析,证明了该方法的实用性和有效性.     

高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计

 为提高大升阻比高超声速滑翔飞行器机动突防能力,提出了一种侧向摆动式机动弹道的设计方法。基于动态逆的思想,建立了侧向摆动式机动弹道的弹道形式和所需倾侧角间的关系模型;在平衡滑翔假设下,将包括动压、过载和热流在内的飞行约束转化为迎角约束,从而确定了迎角-速度飞行走廊;在此基础上,设计了平衡滑翔情况下满足侧向摆动式机动及飞行约束所需的迎角变化规律。根据所设计的迎角和倾侧角,即可实现平衡滑翔情况下预定机动模式的侧向机动。以HTV(Hypersonic Technology Vehicle)为例进行仿真分析,结果表明该方法能够快速设计出预定机动幅度和机动频率的侧向摆动式机动突防弹道。     

大气层内模型预测静态规划拦截中制导

在临近空间机动目标拦截中,拦截器的初始动力段对中制导段乃至末端拦截性能具有重要影响。在模型预测静态规划（MPSP）理论基础上提出了一种初、中制导联合规划制导方法,旨在解决多阶段、快速、最优拦截轨迹规划和制导问题。首先,提出了一种改进的模型预测静态规划方法,该方法不仅可以满足终端约束,还可以生成最优初始状态,并在性能指标中考虑状态变量相关函数。其次,基于等效阻力模型建立了包含动力段与非动力段的两段规划模型,通过采用分段离散以及构建关机点变分关系的方法,避免了内点约束的引入,使MPSP算法可直接求解该两段规划问题。最后,结合提出的MPSP算法以及两段规划模型,实现了终端速度最优的拦截轨迹规划,结合目标预测方法,实现了对机动目标的预测拦截。仿真结果表明,本文方法可提高制导精度和终端速度,且能更好满足对机动目标的拦截需求。     

基于PID控制的垂直发射控制技术

基于对PID控制的垂直发射控制技术的研究,针对导弹的垂直发射问题,文章阐述了：①建立了气动舵,推力矢量复合控制的模型;②提出了一种能够实现垂直发射快速转弯的程序弹道指令设计方法,并设计了导弹3个通道的PID控制器;③通过对弹道进行6DOF仿真分析,验证了指令和控制器设计的正确性和有效性。     

气动力与推力矢量控制近距击顶弹道研究

针对某型反坦克导弹从顶部攻击近距离目标存在的空气动力控制不足的问题,探讨了在导弹初始飞行段采用推力矢量控制的可行性,并对有推力矢量控制的近距击顶飞行弹道进行了分析研究,最,通过计算机数字仿真,进行了弹道飞行仿真计算。结果表明,所提方法改善了导弹飞行弹道特性,提出了导弹机动性能和对近距离目标攻击的效果,并有利于减少最小射程。     

空射弹道导弹助推段弹道设计与优化

在弹道优化设计研究中,针对空射弹道导弹弹道优化两点边值问题解析求解困难且对参数敏感的问题,基于将过程优化问题转化为参数优化问题的思想,采用了飞行程序角设计的参数优化方法。根据空射弹道导弹亚声速水平发射的特点,首先基于动力特性设计了其助推段飞行程序角模型,确定了恰当的控制变量参数化结构,在满足飞行过程的多种约束条件下,建立了弹道优化模型,引入序列二次规划法对其进行优化计算,从而实现了对确定优化目标的轨迹快速生成。仿真结果表明,弹道优化计算时间缩短,收敛速度明显提高,可在原有设计基础上,提升优化指标16%,验证了该方法的有效性。     

导弹靶弹弹道机动变轨通用控制指令设计

导弹进行一定强度的机动飞行,就能够提高突防能力,因而,在军事训练中需要具有末端机动变轨能力的靶弹.针对靶弹机动变轨弹道的设计问题,提出变轨通用控制指令设计形式,利用此设计可使靶弹位移与过载指令控制信号协调配合,控制靶弹实现跃升机动、蛇行机动、摆式机动和螺旋机动等变轨形式.通过仿真证明,此设计的变轨弹道通用控制指令,可以满足靶弹跃升机动、蛇行机动、摆式机动和螺旋机动等各种变轨形式的弹道设计要求.     

导弹飞向目标的一种仿真方法

本文在可控质点系弹道计算分析的基础上,应用最大似然法确定导弹总体、气动和控制装置的随机偏值的统计量,建立了一种仿真导弹射击目标飞行器的数学模拟打靶的随机方法。为了达到较好的仿真效果,除了在弹道计算中考虑目标机动飞行外,并在参数向量中引入了目标机动的随机偏差。利用本文提出的状态误差修正协方差矩阵,在推广卡尔曼滤波中估计导弹与目标之间的最佳极坐标,可以减小导弹的脱靶量.     

反导导弹垂直发射初段控制设计初探

以国外某先进反导导弹为研究对象，探讨了反导导弹在空气动力舵快速响应及较高出速速度条件下，快速准确地完成初始段转弯，瞄准任务的垂直发射技术的理论与工程方法，提出了一种基于轨道控制力理论的反导导弹垂直发射初段控制最优化方法及一种在工程上较为实用的导弹飞行冲角变化函数，此外，还提出了一种跨音速S状程序转弯飞行的新方法。     

单机空战智能仿真系统的建立

从主要功能、模型建立、主要特点等几个方面介绍了单机空战智能仿真系统。重点介绍神经网络决策模型和飞机、雷达、导弹模型的建立。飞机机动模型采用质点运动方程，选用19个基本机动动作；机载雷达模型着重介绍雷达发现和截获目标以及盲区确定的条件；导弹模型主要介绍导弹发射、跟踪、命中条件的建立和计算；决策模型主要介绍多层前馈反向网络决策模型的输入、输出参烽以及网络拓扑结构。此外还介绍了该仿真系统在实践中的使用情况。     

基于模型参考的空面导弹滑模姿态控制

针对直升机机载空面导弹发射初始段动压低、操纵性差和模型不确定性问题,提出了基于模型参考的气动力/推力矢量复合控制方法。首先建立了空面导弹动力学和运动学方程,然后,利用小扰动法线性化建立了基于气动舵/推力矢量控制的系统纵向通道状态空间模型;其次,采用基于模型参考的滑模控制理论设计姿态控制器,使系统状态快速跟踪参考模型,并利用李亚普诺夫定理证明了系统的稳定性;最后,建立了六自由度弹道仿真模型并进行了数字仿真。仿真结果表明:所设计的控制系统在飞行初始段气动参数摄动20%条件下依然能够快速响应姿态指令,跟踪误差不超过2°,控制系统性能良好并具有较强的鲁棒性。     

基于UKF的反辐射导弹抗机动雷达短时关机仿真研究

抗雷达关机是反辐射武器的一项重大关键技术,也是反辐射导弹不可避免要考虑的难题。本文提出了一种被动雷达寻的头与无迹卡尔曼滤波技术相结合的抗机动目标雷达短时关机方案,基于机动目标"当前"模型建立状态方程和非线性观测方程,利用UKF估计理论对反辐射导弹抗关机性能进行了仿真计算。仿真分析表明,在机动雷达关机时间较短时,本文方案对抗机动雷达关机具有可行性。     

简化导航算法在导弹飞行试验安全分析中的应用

安全分析是反舰导弹飞行试验前必须开展的一项重要工作,安全分析以导弹弹道数据为基础,而弹道仿真模型获取不易。基于此,提出了一种可用于反舰导弹飞行试验安全分析并能取代弹道仿真的简化导航算法,对其实现原理和实现方法进行了阐述。经过实践检验,此种算法计算简单、效率高,其精度满足导弹飞行试验安全分析要求。