导弹垂直发射转弯规律优化设计

防空导弹垂直发射转弯控制是一非线性最优控制问题。在优化设计垂直发射转弯规律时,粒子群算法存在易早熟而陷入停滞问题,而变尺度法对俯仰角规律初值敏感容易发散,且计算量大。利用粒子群算法无需手动设定初始值、速度快的特点,将其优化结果作为后者的初始值,然后利用变尺度法较强的局部搜索能力逼近最优解。采用这2种算法简单串联的方法优化得出的垂直发射转弯控制规律,经仿真验证可满足速度、攻角、过载等约束条件,俯仰角速度和攻角变化规律与工程经验一致。     

防空导弹侧向姿态变结构控制器研究

为处理垂直发射防空导弹快速转弯时侧向姿态控制系统产生大攻角导致的弹体气动参数非线性变化和三通道交叉耦合，将非线性作为被控对象线性模型参数的小范围随机摄变，并采用抑耦法对交叉耦合作等效处理，应用部分状态反馈和变结构控制方法设计了一种变结构控制系统。仿真结果表明，该变结构控制器的快速性和鲁棒性均优于传统PI控制器。     

垂直发射先进拦截导弹气动力设计

本文论述了垂直发射先进拦截导弹(VLAIM)的空气动力设计依据,给出导弹基本外形的设计方法.这个方法可初步确定导弹的性能指标,这些性能指标包括:导弹速度、最小和最大拦截距离、机动性(用平衡过载g和弹体的时间常数来表达)以及发射期间的转弯能力.作为设计例子,考虑导弹在海平面上的续航速度M≈3.0,最大射程为9海里,最小射程为1海里,摧毁目标所需的机动能力超过50g.这些指标通常按预定的威胁范围提出.发射重量、有效载荷(即制导电子设备、战斗部/引信)重量和长度/体积均由导弹装运箱尺寸来确定.假定推进系统的推力足以使导弹获得所要求的射程、速度和过载能力,则导弹基本外形的选择依赖于对以下空气动力因素的综合考虑:需用的控制型式、导弹的物理限制、阻力、制导系统的敏感元件性能、升力面和控制面的最佳选配、垂直发射和转弯的燃气舵控制、弹体的时间常数以及导弹的基本性能等.     

垂直发射旋转导弹空中转弯控制技术研究

对垂直发射舰载末端防御旋转导弹的空中转弯控制技术进行了研究。采用侧向力控制,结合脉冲发动机与弹体高速旋转特性设计了一种转弯控制方式,利用弹体旋转调整脉冲发动机喷射方向,实现导弹在特定方向的快速低头,降低俯仰角,并依靠反方向回喷抑制俯仰角速度,使导弹快速稳定。通过调节控制参数(脉冲发动机数量)可控制导弹转弯结束后的俯仰到位角,有效打击不同态势的来袭目标,脉冲发动机数量越多,控制参数的取值范围就越大;可用俯仰到位角越多,到位角精度越高。基于RAM Block 2导弹进行近界弹道仿真,结果表明:采用提出的转弯控制方式,导弹的转弯速度快,能保证近界和低空作战性能,在工程中有较好的应用前景。     

舰空导弹垂直发射捷联惯导系统

介绍舰空导弹垂直发射与捷联惯性导航系统两者的关系,指出要完成垂直发射,惯性初制导必须由导航和制导控制两部分组成.对平台式与捷联式惯导系统作了比较,分析了它们各自的优缺点,且较详细地叙述这两种系统的组成、作用和工作原理;给出了速率捷联惯导系统的方案组成及数字仿真结果.最后介绍捷联惯导系统的关键研制项目,它们是:大量程高精度的速率陀螺、弹上快速运行微型计算机、数学模型、程序设计和半实物仿真试验.     

降低亚轨道飞行器再入法向过载峰值的攻角设计方法

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期望平衡值相适应,并可经过重复计算及收敛实现法向过载峰值最小化。仿真计算的结果表明,该方法能够大幅降低亚轨道飞行器再入中的法向过载,且按照该方法设计所获攻角策略可有效用于亚轨道飞行器再入任务规划、再入轨迹和制导律设计。
     

战斧巡航导弹的设计

本文说明了战斧巡航导弹的设计思想。其中弹体设计主要是受到潜艇鱼雷管的限制,因而几何尺寸小并采用了密封的贮存、发射两用的不锈钢筒;采用推力向量控制保证了导弹水下发射的稳定性;采用高效率的小涡扇发动机、充分利用弹体空间携带高能燃料和最佳化的气动外形使导弹实现了大射程;采用地形匹配辅助惯导系统,战术型还用了光学景象匹配系统,实现了高的命中精度;导弹在可见光、雷达、红外和紫外光谱中有较低的可见度,并且设计高度模块化,具有较好的任务灵活性。     

大气层内无动力低速飞行器过载控制技术研究

针对大气层内无动力低速飞行器采用传统攻角或姿态角反馈控制时存在着一些问题,如在计算中需要将过载转换为程序攻角或程序姿态角,计算复杂;以及存在风干扰时,弹上计算出来的攻角不能反应真实攻角等,本文提出了直接采用过载进行控制的方案,在此基础上研究了过载控制方案设计过程中用到的小偏差方程计算公式及简化计算公式,以及控制框图,详细的控制方程,内外环的设计方法.最后通过数学仿真验证了该方案的正确性.     

直/气复合控制导弹的自抗扰控制系统设计研究

提出了一种直/气复合控制导弹的姿态控制系统设计方法。建立有轨控式直接力装置和空气舵导弹的短周期运动模型,基于自抗扰控制技术分别设计俯仰、偏航和滚转通道的姿态控制器,给出了俯仰、偏航和滚转通道的控制结构。俯仰(偏航)通道中用俯仰(偏航)角速度环实现对俯仰(偏航)角速度指令的快速跟踪;用攻角(侧滑角)环实现对攻角(侧滑角)指令的快速跟踪;用法向(侧向)过载环实现对过载指令的快速跟踪。滚转通道中采用了有角速度环和角度环的双闭环结构,内外环均采用自抗扰控制器。设计了直接力开启逻辑。用Lyapunov法证明了设计的闭环系统的稳定性。对用该方法设计的某直/气复合控制导弹模型进行数值仿真,结果表明可保证设计的导弹姿态稳定且具良好的过载响应特性。     

空地反辐射导弹发射方式的研究

本文提出了一种空地反辐射导弹的非对准发射方式,可在载机上水平或上抛发射导弹,同时具有扇面发射的能力,并能保证反辐射导弹目标视线角较快地进入其导引头视场范围内,以便精确跟踪目标。