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一种非线性最优导弹制导律 总被引:4,自引:0,他引:4
以质点飞行器的非线性运动方程为基础,研究了导弹拦截目标问题。运用线化变换理论和线性二次型微分对策理论,导出了导弹和目标的最优控制策略,对导弹最优策略进行了综合分析,给出了一种可以实时实现的最优制导律。并以某型中远程地-空导弹的气动数据和数学模型为基础,进行了全弹道拦截数字仿真,仿真结果表明:该制导律在减少终端脱靶量方面比空间比例导引的效果好。 相似文献
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当代防空面临的威胁不仅有低空或超低空入侵的超音速飞机,而且还有雷达有效反射面积很小的各种战术导弹和其他飞行器.这些目标往往采取大规模、多批次、多层次和突然袭击的战术.因此,这就要求现代防空导弹必须从搜索、跟踪和判断目标一直到发射导弹命中目标的整个作战过程应实现高度自动化.本文就系统反应时间、对付多目标 进行全空域作战的能力、实现一弹多用、良好的抗干扰性能以及导弹机动性能等特点进行探讨. 相似文献
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针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建立了以起飞质量最小、射程最大为优化目标的弹道方案多目标优化模型。在弹道建模中,基于牛顿迭代法建立助推段弹道模型,基于伪谱法建立最优变体再入滑翔段弹道模型。此外,提出了基于差分进化的多目标近似约束优化方法(MACO-DE),实现助推滑翔变体飞行器弹道方案优化。对比初始方案,在射程不变情况下,起飞质量至多降低3.81%,在起飞质量不变情况下,射程至多提升6.62%,从而验证了全程弹道模型的合理性与MACO-DE方法的有效性。 相似文献
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一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动制导律 总被引:35,自引:3,他引:35
本文运用飞行力学原理和现代控制理论,对攻击地面固定目标的飞行器的再入机动制导方法进行了研究。在考虑飞行器命中目标时有落地速度和速度角要求的条件下,推导出了一种适用于攻击地面固定目标的最优再入机动导引律。并通过模拟计算分析论证了该制导规律的正确性。 相似文献
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国外巡航导弹防御的发展动态 总被引:1,自引:0,他引:1
巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量 ,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置 ,即利用大气中的氧气作为氧化剂 ,从而节省导弹燃料 ,减轻导弹重量 ,实现远距离飞行。从发射到命中目标 ,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程 ,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下 ,发动机推力约等于空气阻力 ,气动升力约等于飞行器重量 ,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于 50米 ,海射对地型的最低巡航… 相似文献
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主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先,利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿,可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程,标准最优制导律的解析解既可给出。第二步,利用日。控制理论,我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真,可以看出飞行器实现了软着陆控制,着月速度小于给定值,说明方法的可行性和有效性。 相似文献
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袁俊 《中国航天(英文版)》2000,(3)
巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置,即利用大气中的氧气作为氧化剂,从而节省导弹燃料,减轻导弹重量,实现远距离飞行。从发射到命中目标,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下,发动机推力约等于空气阻力,气动升力约等于飞行器重量,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于50米,海射对地型的最低巡航高度为50~250 相似文献
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弹道导弹是一种采用弹道式控制的飞行器。它在主动段(从发射到发动机关机,也叫助推段)利用其火箭发动机的动力,沿着进行制导的弹道飞行(是一个加速过程),当推进到一定速度后,终止发动机推力;在被动段咱由飞行段十再入段)沿着只受地球弓I力作用的椭圆弹道,依靠在主动段获得的能量,作惯性飞行。导弹制导系统通过不断测量导弹相对于目标的位置或速度,计算实际飞行弹道与设定弹道之间的偏差,形成制导指令。通过导弹姿态控制系统控制导弹的飞行姿态和飞行弹道,使它沿着设定的弹道飞向目标。弹上制导系统随时修正横向偏差,当导弹… 相似文献
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飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械,包括航空器、航天器、火箭和导弹。飞行器在机动过程中,飞行器结构的截面载荷是结构设计的重要依据,截面载荷测量结果的准确度直接关系到结构设计的可靠性。针对导弹在飞行过程中结构内部应力难以测量的问题,提出了利用载荷测试仪实测应变载荷与LS-DYNA软件结合仿真分析的方法,该方法通过对单个桁条组件的应力性能进行有限元仿真验证,确认每个桁条组件的测点布局,设计载荷测试仪进行高精度载荷测量,测试仪由8通道应变测量模块与6通道温度测量模块组成,系统由单片机与FPGA共同控制,通过应变信号调理电路与温度信号调理电路提升信号的线性度,采用Flash实现大量数据的存储,通过RS422转USB将数据上传至上位机。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案,结果表明载荷测试仪采集到的应变数据与温度数据呈高线性度,对导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。 相似文献
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基于综合制导优势函数提出了一种接力制导的遗传粒子群混合优化方法。通过建立飞机对导弹的优势模型、飞机对目标的态势优势模型、敌方飞机对我方飞机的威胁度模型以及作战飞机效能优势模型四个子模型,给出了作战飞机综合制导优势评估模型。结合接力制导约束条件,建立以综合制导优势最大为目标的空空导弹中制导权移交决策模型,并给出了基于遗传粒子群混合算法的空空导弹接力制导优化方法。最后,对八架飞机接力制导四枚空空导弹的情况进行仿真,验证了该模型及算法的有效性和正确性。 相似文献
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针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。 相似文献
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阐述了在电磁状况日益复杂的战场环境下,飞航导弹作为主战武器面临的几种主要的电子对抗威胁。对电子对抗体系的发展和特点进行了研究,并将国外的电子对抗体系分为雷达和光电两大类进行了介绍,总结了其发展趋势。对飞航导弹的研制及其电子对抗体系的建立提出了参考建议。 相似文献
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通用导弹气动力计算软件DATCOM的开发与校验 总被引:5,自引:0,他引:5
M issile Datcom是由美国空军研发的一套用于导弹气动力估算的软件,在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。在深入分析M issile Datcom软件源代码的基础上,结合研究成果对软件进行了开发,利用VC 编制了便于用户使用的图形界面,并利用某型导弹的风洞试验数据对软件进行了校验。结果表明,该软件在一定范围内能提供较高精度的气动力系数估算结果,对不同导弹气动力外形具有较强的适用性,为国内气动力工程估算提供了一套通用工具。 相似文献
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