基于周期平均的固定舵双旋火箭弹控制方法

对一类具有固定舵偏角的双旋弹,基于周期平均的思想推导了平均控制力幅值与执行机构电机旋转轨迹的关系,并据此提出一种使周期平均控制力幅值和方向可调的方案,分析了该方案对执行机构电机的性能要求。以双旋火箭弹为模型,通过七自由度(DOF)弹道仿真,对双旋火箭弹在该方案下的侧向修正能力、高度控制效果和落点控制效果分别进行了分析以验证该方案的可行性。结果表明:相比于在飞行过程中若干次使舵面停于所需方位的传统控制方式,基于周期平均的控制策略可以使平均控制力幅值和方向连续变化,实现固定舵双旋弹制导与控制。     

低旋鸭式弹道修正火箭弹控制力与控制方法研究

针对单通道鸭式弹道修正火箭弹,分析了控制力的产生原理,提出了一种新的舵偏控制方法。简述了弹道修正火箭弹的系统组成和工作原理;根据弹体滚转特性,采用周期平均法确定了弹体在俯仰通道和偏航通道的控制分量;基于周期平均力产生的原理,确定舵机换向的次数、换向相位的选择方法,提出了零位过渡的舵偏控制方法,减小舵机瞬时偏转带来的扰动和对稳定性的影响;对比修正能力,采用正弦舵偏控制方法,确定了控制力的最终算法。最后,通过半实物仿真试验验证,表明正弦舵偏控制方法具有很好的可行性和有效性,能够实现良好的响应速度和控制精度,为后续的制导控制设计提供了有效的理论和技术支持。     

基于周期平均的固定翼双旋弹弹道修正方法

针对一种滚转稳定的固定翼双旋弹,提出了一种平均控制力大小可调节的弹道修正方法,并据此设计了该弹的制导与控制方法。根据固定翼双旋弹的高速旋转特性,在对其角运动方程进行简化后进行角运动分析,得到了弹体的合法向力与固定鸭舵偏转角度之间的关系,然后基于周期平均的概念提出了一种弹道修正组件以不同转速、不同振幅旋转以产生大小可控平均法向力的弹道修正方法,并通过六自由度弹道仿真验证了此方法的可行性。分析结果表明,相比于弹道修正组件固定的传统弹道修正方法,这种新型的弹道修正方法可以通过连续地控制平均法向力的大小和方向,实现固定翼双旋弹的制导与控制,消除弹道偏差,提高命中精度。     

固定鸭舵二维修正弹比例导引律参数优化

针对固定鸭舵二维修正机构控制力有限和比例导引法控制末段需用过载变化过大的问题,提出了一种基于重力补偿比例导引律的过载阈值控制策略。分析了固定鸭舵二维修正机构的控制力及力矩,以落点弹目距离最小为目标函数,选取纵向和横向平面导引系数及过载阈值为设计变量,在重力补偿比例导引律的基础上建立了导引律参数优化模型,并采用差分进化算法（DE）对其进行优化。最后通过外弹道仿真分别从控制段飞行稳定性、控制效率、控制机构过载及控制精度几个方面与传统比例导引律进行对比分析,同时使用蒙特卡洛法验证了控制策略的有效性。结果表明：与传统比例导引律相比,使用该控制策略提高了二维弹道修正迫弹的控制效率,有效降低了控制末段需用过载,弹道控制段飞行稳定性明显提高。     

弧齿锥齿轮齿面拓扑修形及加工参数计算

为了能够实现对齿面啮合性能的灵活控制,针对弧齿锥齿轮小轮提出一种齿面拓扑修形方法,即借助二阶曲面对齿面偏差拓扑的近似表达,将齿面拓扑修形分解为5个方向:螺旋角修正、压力角修正、齿长曲率修正、齿廓曲率修正及齿面挠率修正,通过改变5个方向的修形系数对小轮齿面拓扑结构进行自由控制。在此基础上,建立齿面偏差与机床加工参数之间的修正数学模型,通过构建敏感性矩阵并采用最小二乘法求解,反求出获得修形齿面的小轮加工参数,以便指导加工。以一对弧齿锥齿轮副为例进行修形啮合分析,仿真结果表明:选取齿长曲率修形系数为0.0001,齿廓曲率修形系数为0.0005,齿面挠率修形系数为0.0003,对齿面进行拓扑修形后传动误差幅值为-25.60″,接触迹线倾斜角度变为54.7°,相比原始结果啮合性能得到改善。滚检接触区与理论仿真结果一致,验证了修形方法的有效性。      

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.     

考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导

弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法，能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上，安装误差会影响恒星测量的精度，进而影响复合制导精度，为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程，在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量，利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程，直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明：所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差，提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。     

多约束RLV快速再入轨迹规划

研究了一种多约束的重复使用运载器(RLV)三自由度快速再人轨迹规划方法.对于高超声速远程的情况,考虑地球旋转对轨迹规划的精度影响较显著,提出了完整的拟平衡条件;将RLV再入过程划分为两段:初始下降段和滑翔段.首先,将再入走廊转化为控制量的上下边界,在搜索满足航程的控制量时引入近似的纬度和航向角;其次,以终点航程横向偏差为依据迭代搜索改变倾侧方向的时刻;最后,提出航程修正的方法,进一步提高终端落点的精度.通过仿真验证了快速轨迹规划的有效性.     

轴对称矢量喷管执行机构协同控制方案设计

针对在航空发动机轴对称矢量喷管控制中出现的3个执行机构非等时同步运动问题,根据同步控制原理对轴对称矢量喷管执行机构控制回路设计了2种协同控制方案,并通过全数字仿真及半物理试验对基于偏差比例的变电流协同控制方案进行了分析和验证.结果表明:在给定任意偏转角和方位角时,实现了轴对称矢量喷管3个执行机构等时同步运动,矢量偏转控制稳定、安全,且精度高、速度快.     

敏捷转弯段点火策略设计优化及弹道在线修正

针对复合控制空空导弹敏捷转弯段的点火策略设计优化及弹道在线修正问题,综合考虑时间及能量消耗,提出了一种直接力脉冲发动机先单独工作控制姿态、主发动机后单独工作控制迎角的点火策略。该策略下主发动机的点火标志为俯仰角达到期望值,点火时刻只与脉冲发动机正俯仰加速度区的工作周期数有关。针对大迎角工况下的系统不确定性,基于自抗扰控制设计扩张状态观测器及控制律,对扰动进行估计补偿,实时修正控制量以实现敏捷转弯。结果表明,在线修正的控制量可在考虑扰动情况下使导弹快速跟踪最优弹道,完成敏捷转弯。     

A rapid compensation method for launch data of long-range rockets under influence of the Earth's disturbing gravity field

Regarding the rapid compensation of the influence of the Earth' s disturbing gravity field upon trajectory calculation,the key point lies in how to derive the analytical solutions to the partial derivatives of the state of burnout point with respect to the launch data.In view of this,this paper mainly expounds on two issues:one is based on the approximate analytical solution to the motion equation for the vacuum flight section of a long-range rocket,deriving the analytical solutions to the partial derivatives of the state of burnout point with respect to the changing rate of the final stage pitch program;the other is based on the initial positioning and orientation error propagation mechanism,proposing the analytical calculation formula for the partial derivatives of the state of burnout point with respect to the launch azimuth.The calculation results of correction data are sim ulated and verified under different circumstances.The simulation results are as follows:(1) the accuracy of approximation between the analytical solutions and the results attained via the difference method is higher than 90％,and the ratio of calculation time between them is lower than 0.2％,thus demonstrating the accuracy of calculation of data corrections and advantages in calculation speed;(2) after the analytical solutions are compensated,the longitudinal landing deviation of the rocket is less than 20 m and the lateral landing deviation of the rocket is less than 10 m,demonstrating that the corrected data can meet the requirements for the hit accuracy of a long-range rocket.     

固体塞式喷管二次喷射推力矢量控制

结合塞式喷管的结构特点,选用流体二次喷射的方法,在应用迎风格式求解N-S方程的基础上,对固体塞式喷管发动机的推力矢量控制进行了初步研究。考察了工作压比、流体二次喷射的角度和流量对固体塞式喷管的高度特性以及流体二次喷射产生的侧向力的影响。结果表明,流体二次喷射的推力矢量控制方法可以增加塞式喷管的轴向力;流体二次喷射产生的侧向力与二次喷射的流量和角度成正变关系;塞式喷管轴向力的增加随着二次流流量的增加而增加,但是二次流对轴向力的增加与二次流喷射的角度成反变关系。     

鸭式翼弹道修正火箭弹修正能力分析

采用十字型鸭式翼二维弹道修正火箭弹弹体布局,系统地研究了修正火箭弹的修正弹道理论,建立了修正质点弹道的数学模型。在Matlab中编制了四自由度弹道模型,仿真分析可用于分析无控和有控情况下的弹道修正能力问题。大射角下舵机45s起控纵向修正效果最好,起控时间越早,横偏修正越好。舵偏角越大,修正能力越强。     

基于参数化轨迹的TAEM段在线制导方法

针对可重复使用运载器末端能量管理阶段的在线轨迹生成与制导问题,研究了一种基于参数化轨迹描述且不依赖在线积分推演与气动辨识的三维轨迹预测-校正制导算法。首先,设计了由动压上边界、下边界和最大能量边界构成的动压包线,由一个参数对包线内的动压剖面进行描述,采用离线计算的方式预先获得飞行航程随动压剖面参数、倾侧角和能量高度变化的关系并存为三维数表。随后,根据当前状态和地面航迹参数计算得到各飞行阶段地面航程信息,在待飞航程的预测中,考虑侧向机动的航程损失和模型偏差影响,采用分段查表和在线估计航程修正系数的方法对预测航程进行了两次修正。最后,研究了约束条件下的多轨迹参数连续更新策略,以保证消除航程偏差的同时轨迹具有适宜性。仿真结果表明,该方法对于初始位置、能量状态散布不敏感,其末端位置控制精度保持在米级。完成单次轨迹预测-校正的时间不超过2.3 ms,拥有较高的在线预测效率,对突发故障造成的模型偏差具有较强的适应能力。     

自旋火箭弹固体火箭发动机推力偏差及初温对射程和横偏影响

采用火箭弹６Ｄ弹道仿真软件,就推力偏斜和横移对火箭弹射程和横偏的影响规律进行了仿真计算,得到推力偏斜和横移对火箭弹射程和横偏的影响规律。此外就固体火箭发动机装药初温对发动机推力及火箭弹外弹道性能的影响,分析了装药初温对火箭弹射程的影响规律。     

塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究

采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。     

弹道导弹的标准弹道迭代方法研究

传统的以大地距离和大地方位角为基础的标准弹道迭代方法要对目标点的高程和爆高进行归算修正,因此会带来误差。提出了直接利用战斗部爆点坐标进行迭代的方法,可去除高程归算的误差。计算结果表明,该方法是有效的,完全能够满足实际需要。     

单推力航天器交会对接轨迹规划及跟踪控制

针对单推力航天器交会对接问题,提出一种轨迹规划及跟踪算法。首先,考虑到追踪航天器只沿本体X轴安装推力器,且推力方向固定,为了实现从起始位置转移至期望位置并满足姿态要求,基于三维螺旋线设计两阶段转移轨迹,根据初末位置以及末端速度方向要求,求解螺旋线参数。该螺旋线可以保证在初末速度方向固定情况下,曲率积分最小。其次,为了降低轨迹跟踪难度并减小初始时刻的位置跟踪控制力,需要将转移轨迹初始速度与追踪星X轴重合。传统螺旋线无法满足该约束条件。本文对传统螺旋线进行改进,提出一种旋转螺旋线轨迹设计方法。通过引入姿态旋转矩阵,将螺旋线在三维空间旋转,在不改变曲线形状的前提下满足初末位置及速度方向要求。然后,为了跟踪转移轨迹以及跟踪期望推力方向,提出基于CLF（Control Lyapunov Function）的滑模控制策略,当追踪星X轴与期望推力方向夹角较大时,采用CLF,保证最优性;当姿态误差收敛至滑模面附近时,切换为滑模控制,以提升系统鲁棒性。最后,通过仿真验证旋转螺旋线相比于传统螺旋线的优势。     

基于粒子群优化算法的火箭弹弹道研究

针对制导火箭弹滑翔增程问题,文章提出了以攻角为优化变量的解决方法;基于火箭弹的四自由度模型,结合粒子群优化算法,提出了火箭弹射程优化模型并建立了约束条件。对某制导火箭弹弹道进行优化仿真,所得到的结果表明:通过控制火箭弹攻角的变化规律,能够有效增加火箭弹的射程。因此,文章所提出的攻角控制方法是可行的。