高性能飞机的战术飞行管理系统

本文着重介绍战术飞行管理系统的概念、要求和展望。战术飞行管理系统是最近才提出的区域导航、能量管理、突防、地形跟踪/回避、提高机动武器效能的综合系统概念。把提高武器效能自动地与飞行控制系统交联的飞行管理技术已发展成综合飞行/武器控制,而导航系统、飞行控制系统及推力控制系统的交联则涉及综合飞行轨迹控制,现代突防概念要研究地形跟踪/回避。战术飞行管理系统是在这些技术基础上发展一个统一任务使命系统,以明显提高作战效能和生存性.     

战术飞行轨迹优化方法

简要介绍了战术飞行轨迹优化的研究背景及其发展状况，对能量状态近似法、参数优化法、动态规划法、奇异摄动法以及逆动态法加以重点分析，比较了这几种方法的特点，同时总结了它们应用于战术飞行轨迹优化时共同存在的问题，从而针对这些问题简要讨论了战术任务飞行中轨迹优化所涉及的相关问题，以便开展此项研究工作时参考。     

飞行模拟器在航空领域的应用

介绍了航空仿真的主角－飞行模拟器在飞行模拟训练，作战战术训练和研究发展工作中的应用。     

战术任务飞行管理系统

现代战争中,军用飞机需要与外界进行广泛的信息交换,实时的全面掌握战场态势,保证有效完成作战任务。面对日益复杂的作战态势,飞行员难以承担如此繁重的人工管理和决策,由此产生了战术任务飞行管理系统。文章从介绍战术飞行管理技术的发展开始,闸释了战术飞行管理与任务规划系统综合发展的必然趋势,分析了军用飞机战术任务飞行管理系统的功...     

超视距空战过程分析

论述了超视距(BVR)空战的基本过程,根据作战任务将典型BVR空战划分为编队战术巡航飞行、进入攻击/拦截航线飞行、BVR攻击、BVR再次攻击/WVR(视距内)攻击四个阶段,并进一步分析了BVR空战的主要任务和关键问题,可为贴近战术需求的BVR空战关键技术研究提供参考.     

飞行轨迹指令综合跟踪控制器设计

运用多重尺度奇异摄动理论,结合动态逆解耦理论和动态平衡点邻区域优化线性化系统的优化解耦控制律理论,研究了战术任务综合飞行管理系统的综合飞行轨迹指令跟踪控制器系统化设计方法。对F-15飞机,设计了综合飞行轨迹跟踪控制器。数字仿真结果表明,设计的跟踪控制器能够控制飞机精确跟踪不同时标集的飞行指令。     

一种作战飞行软件武器管理的优化设计方法

从作战飞行软件对于武器管理的需求出发,针对作战飞行软件原有设计架构存在的问题,提出一种作战飞行软件武器管理的优化设计方法 ;依据面向对象的设计思想,搭建符合武器管理增量式开发特性的软件架构。该优化设计方法提高了软件的可靠性,缩短了新增武器项目的软件研制周期,降低了软件的开发和维护成本。     

无人作战飞机任务规划系统关键技术研究

文章首先论述了任务规划系统和战术飞行管理系统、航路规划系统的联系与区别,分析了无人作战飞机任务规划系统的特点及其体系结构,最后详细分析与研究了任务规划系统需要解决的核心技术——航路规划技术。     

脱壳穿甲弹气动力-外弹道优化设计

本文将脱壳穿甲弹结构参数在飞行弹道上对空气动力特性、外弹道特性的相互影响作了分析,提出了在飞行弹道上对主要结构参数进行气动力-外弹道一体化优化设计的必要性。基于脱壳穿甲弹的弹道特点和战术技术要求,确定了优化设计变量、目标函数、约束函数。建立了一体化的优化设计数学模型,并利用空气动力数值计算、外弹道数值计算和最优化方法进行求解,编制了一套设计软件。通过对某小口径火炮脱壳穿甲弹优化设计应用表明,软件计算精度较高,优化设计后的脱壳穿甲弹主要弹道性能有了大幅度抛高,优化设计收到了很好的效果。     

飞机飞行操纵优化研究

从战术飞行管理系统角度出发,在RJ—Ⅱ工程飞行模拟器的基础上,通过在模拟器座舱内安装的最优控制仪表及与其匹配的优化轨迹生成应用软件的设计,对飞机飞行的操纵优化进行了重点的探讨。     

多无人机监控航路规划

为了提高监控任务的效率，在执行任务前必须规划设计出高效的无人机飞行航路。针对这一问题，考虑在任务区域内进行多无人机监控航路优化存在计算的复杂性和收敛性以及计算数据量限制等问题，采用分散式方法对监控航路进行了优化，并以无人机的监控任务为例提出了一种监控效率指标评估的计算方法，解决了航路规划中的监控效率量化问题。通过该方法得到的无人机监控任务的飞行航路可以有效地提高无人机的监控效率。     

歼击轰炸机反舰作战中存在的问题及对策研究

为了进一步提高歼击轰炸机作战性能,对歼击轰炸机的发展历史及特性进行了分析,研究了反舰作战中存在的问题,提出了解决问题的协同作战方法和航路规划技术,在研究了协同作战体系结构的基础上,建立了基于MAS的协同作战决策模型,可进一步提高反舰作战能力。     

基于Voronoi图和蚁群算法的无人机航迹规划

为提高无人机任务环境模拟的真实性,利用改进后的Voronoi图对任务环境进行建模.同时,为了更快地生成一条满足任务需求的最优飞行航迹,提高航迹规划的实战性和高效性,分析了蚁群航迹规划算法的运行原理,以及算法运行机制对算法性能的影响,提出了算法的改进原则,并在此基础上给出了新的信息素更新方式和新的启发式.利用改进后的蚁群...     

基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计

针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。     

基于微分进化算法的深空小推力轨道优化设计

针对多目标多任务的深空探测轨道优化设计问题,基于以太阳为主引力体的二体模型,采用电推进小推力系统,提出了将目标行星的探测方式、探测顺序、发射窗口同时进行全局优化的解决方案.依此建立小推力轨道优化设计算法模型,利用微分进化算法进行全局一体化优化设计,得出多目标多任务的一体化深空探测轨道.通过与相同条件下其他设计方法的结果比对分析得出：基于小推力推进方式并采用微分进化算法进行优化的轨道优化设计方案,在多目标多任务深空轨道一体化设计问题上具有可行性及应用价值.     

基于遗传算法的无人机协同侦察航路规划

无人机将成为侦察卫星、有人驾驶侦察机的重要补充与增强手段 ,成为未来战场上广泛应用的一种侦察工具。为了提高无人机 (UAV)的侦察效率 ,在执行侦察任务前必需规划设计出高效的无人机侦察飞行航路。针对这一问题 ,本文提出了一种侦察效率指标评估的计算方法 ,解决了航路规划中的侦察效率量化问题。考虑在大范围任务区域内进行侦察航路优化存在计算的复杂性和收敛性等问题 ,本文采用遗传算法对侦察航路进行了优化处理。通过该方法得到的侦察航路可以有效地提高无人机的侦察效率。     

Optimization method for mission analysis of aeroassisted orbital transfer vehicles

This paper is about an optimization method which has been developed to deal with trajectory optimization and mission analysis of an aeroassisted orbital transfer vehicle (OTV), in the context of preliminary design studies. Although this kind of trajectory can already be computed with existing trajectory optimization tools, we need a faster and robust tool which can be integrated as a “black box” in a multidisciplinary design process, in order to study rapidly many different OTV concepts and missions. In this context, our objective is not to get a very precise “optimal trajectory”, as existing “heavy” optimization tools do, but a solution precise enough to give a good insight of the performance (namely, the apogee altitude variation) and the mechanical and thermal loads. Incidentally, the solution obtained may also be used as an initial guess for a more precise trajectory optimization tool. To achieve this goal, we have studied parametric formulations of the control law, with optimization of the switching times. This development has been done considering a low lift-to-drag ratio vehicle (controlled only with the bank angle), like the aerocapture-designed version of the Mars Sample Return Orbiter. The cost function to be minimized is the heat flux, which is a key parameter for the multidisciplinary design of this kind of vehicle. The parametric formulation eventually chosen yields a good level of precision and robustness. Also, the study has been pushed further with the optimization of some mission parameters in the same process, in order to get directly preliminary answers to some trade-off issues in the mission analysis, like the choice of the initial perigee altitude.     

Flight trajectory optimization of sun-tracking solar aircraft under the constraint of mission region

The optimal yawing angle of sun-tracking solar aircraft is tightly related to the solar azimuth angle, which results in a large arc flight path to dynamically track the sun position. However, the limited detection range of payload usually requires solar aircraft to loiter over areas of interest for persistent surveillance missions. The large arc sun-tracking flight may cause the target area on the ground to be outside the maximum coverage area of payload. The present study therefore develops an optimal flight control approach for planning the flight path of sun-tracking solar aircraft within a mission region. The proposed method enables sun-tracking solar aircraft to maintain the optimal yawing angle most of the time during daylight flight, except when the aircraft reverses its direction by turning flight. For a circular region with a mission radius of 50 km, the optimal flight trajectory and controls of an example Λ-shaped sun-tracking solar aircraft are investigated theoretically. Results demonstrate the effectiveness of the proposed approach to optimize the flight path of the sun-tracking aircraft under the given circular region while maximizing the battery input power. Furthermore, the effects of varying the mission radius on energy performance are explored numerically. It has been proved that both net energy and energy balance remain nearly constant as the radius constraint varies, which enables the solar aircraft to achieve perpetual flight at almost the same latitude as the large arc flight. The method and results presented in this paper can provide reference for the persistent operation of sun-tracking solar aircraft within specific mission areas.     

基于任务安全性的亚轨道飞行器返回轨迹优化

基于高斯伪谱法,结合亚轨道飞行器返回段特点,从任务安全性的角度出发进行了返回轨迹优化研究。出于实际控制能力及安全性的考虑,采用伪控制量作为最优控制变量,摒弃了再入分段、末端区域能量管理段、航向校正圆锥等概念,引入"末端进场走廊"来描述性能指标及终端约束。仿真结果表明,在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。