线性弹道模型建立与仿真

对6自由度刚体弹道模型进行了线性化,得到了线性弹道方程组。求解线性弹道方程组得到其解析解,并给出详细求解过程。以6自由度刚体弹道模型为基准,在不同射角条件下用6自由度刚体弹道模型和线性弹道模型进行了弹道仿真。仿真结果表明:该线性弹道模型能满足工程精度要求,它模型简单,弹道计算方便快速,在弹道滤波处理中可作为卡尔曼滤波模型,也可作为弹道快速模型用于简易制导弹箭预测控制系统设计。

一种快速非线性模型预测控制律研究

为滑翔增程弹设计了一种滑翔控制律,在考虑其非线性、状态约束和控制舵偏角幅值约束的情况下,针对滑翔控制过程中采样周期短,系统动态变化快的特点,采用直接多重打靶法和实时迭代策略来缩短非线性模型预测控制中递推优化的计算时间,并应用预先优化策略避免反馈控制延迟。仿真结果表明,该控制器的控制律求解时间小于采样周期,能满足滑翔增程弹滑翔控制要求,控制效果良好。研究结果可为同类弹箭非线性模型预测控制律设计提供参考。

助推-滑翔增程弹弹道优化

研究在给定射程条件下的火箭助推滑翔增程弹最短飞行时间弹道优化问题,为提高作战效能,提出建立纵向平面内弹道优化模型。最短时间弹道优化模型以射角、助推火箭点火时刻、滑翔攻角为优化变量,并考虑了优化变量的约束。以射程为自变量而不再以时间为自变量,以便采用序列二次规划法作为其优化算法。以某型火箭助推滑翔增程弹为对象进行数值仿真,结果表明,优化的滑翔攻角曲线平滑,滑翔弹道平直。在给定射程条件下最短飞行时间可作为实际作战中的方案弹道,实现对地面固定目标的快速打击,为弹道优化提供了依据。

制导炮弹姿态非线性模型预测控制仿真分析

为实现对某制导炮弹攻角、侧滑角和速度倾斜角指令的快速跟踪控制,应用具有解析控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制器。将制导炮弹控制器分成内、外两个回路来设计,通过外回路控制器将攻角、侧滑角和速度倾斜角指令转成弹体角速度指令,再由内回路控制器转成舵偏角指令。仿真分析了非线性模型预测控制参数(控制阶数和预测时域)对制导炮弹控制器的影响,得到其对控制效果影响的定性规律。仿真结果表明,合理选取控制阶数和预测时域组合,可使该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,基本实现无差控制。

末制导炮弹弹着点的一种快速估算算法

针对攻击地面固定目标的末制导炮弹,基于三自由度质点弹道模型提出了以高度y为积分自变量快速估算弹着点的方法,比较了以时间t、柱坐标角度a、高度y为积分自变量的三种估算弹着点方法的估算速度。仿真结果表明,在末制导段快速估算弹着点,三种方法的估算速度相差较大:以高度y为积分自变量的估算速度最快;以柱坐标角度a为积分自变量估算速度次之;以时间t为积分自变量估算速度最慢。提出的估算方法不但估算速度快,且估算精度亦满足工程要求。研究结果对今后该弹种的研制具有一定参考价值。

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。

基于磁强计测量的滚转弹药姿态估计

为了实时获得滚转弹药的飞行姿态信息,提出了一种速率陀螺与磁强计组合的姿态测量方案。该方案采用磁强计获得大地磁场强度在弹体三轴的投影及其变化率,结合刚体转动运动模型,利用最优估计技术获得了滚转弹药姿态信息。与单点测量方法相比,最优估计方法综合了测量信息序列,不会出现反三角函数双值失控现象,并可获得更高精度。仿真表明:陀螺无漂移时,俯仰角、偏航角的解算精度小于0.1°;采用低成本陀螺含漂移时,姿态角的解算精度小于0.4°。

末段脉冲修正弹攻击区研究

为了确定采用激光半主动制导的末段脉冲修正弹的攻击区域,建立了导引头探测区模型,建立了六自由度有控弹道方程组,并提出了攻击区建模和仿真的方法。利用上述模型对不同条件下的攻击区进行了仿真计算与分析,结果表明增大导引头视场角、脉冲修正能力、启控点高度和发射条件都将影响攻击区的范围。

卡尔曼滤波器在弹道重构中的应用与仿真

弹道重构是评价弹道精度、有效实施弹道控制技术的关键。为了有效地利用卡尔曼滤波器实施弹道重构技术,建立了适用于在线弹道重构的非线性弹道模型,引入了积分预测算法,能减少离散卡尔曼滤波器一步预测的误差。给出并分析了适用于弹道重构的EKF和UKF算法,UKF避免了处理非线性系统时的线性化问题。仿真试验对比了两种方法的重构精度,结果表明基于UKF弹道重构精度高、收敛快,并且更稳健。

制导火箭弹非线性最优预测姿态的控制器设计

为了提高制导火箭弹的控制效果,基于最优控制理论,提出将非线性预测控制方法应用于火箭弹姿态的控制器设计。根据火箭弹的运动特点,结合弹箭一般运动方程组,给出了尾翼稳定火箭弹姿态动力学模型。以舵偏角为控制变量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律,并设计了姿态控制器。在控制时域一定的条件下,利用6自由度弹道模型仿真分析了控制阶数对制导火箭弹非线性姿态控制器的影响,得到控制阶数对非线性最优预测控制影响的定性规律。仿真结果表明:该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,可基本实现无差控制。

运载火箭的一种自适应姿态开环减载控制技术

针对运载火箭在高空风区域飞行时的减载需求,提出了一种自适应姿态开环减载控制技术。此减载控制系统采用加速度计测量火箭箭体的法向与横向视加速度,采用速率陀螺测量箭体绕质心转动角速度。设计了一种门限自动切换判别结构,使控制系统能够自动从传统纯姿态控制切换到姿态开环减载控制。当火箭遭遇到很大高空风时,控制系统姿态回路开环,俯仰通道和偏航通道分别跟踪零法向、横向视加速度指令,使火箭转到来流方向,实现减小气动载荷的目的。以某型运载火箭为例对比了几种控制方案的减载效果,仿真结果表明自适应姿态开环减载控制有效提高运载火箭减载效果,具有工程应用价值。

火箭三级无动力飞行段晃动的一种建模方法

对某运载火箭三级无动力飞行段晃动不稳定和姿态超差现象进行了分析。采用等效弹簧-质量晃动模型,基于牛顿-欧拉法建立了一种新的液体晃动方程,表明液体晃动与重力无关。对基于包含新的液体晃动方程的姿态动力学模型设计、仿真和飞行试验的结果表明:该晃动方程正确,可解决工程应用中的晃动不稳定和姿态超差问题。

考虑终端姿态约束的分段迭代制导方法

对有主动段终端姿态约束的运载火箭制导控制问题进行研究,提出一种考虑终端姿态约束的分段迭代制导方法。该方法将末级主动段的制导控制分为2段,占大部分飞行时间的主动段前段采用考虑终端位置、速度约束的迭代制导方法以最大化运载能力,主动段末段采用考虑终端速度、姿态约束的迭代制导方法在实现精确入轨的同时控制终端姿态。仿真结果表明该方法能同时满足轨道根数约束和终端姿态约束,且推进剂消耗量和传统迭代制导方法相当。

一种考虑终端姿态角约束的弹道制导设计方法

针对需要满足一定入轨姿态的发射任务,提出一种带终端姿态角约束的弹道制导设计方法。该方法在传统弹道设计的基础上,加入终端姿态约束,探讨了末级优化分段段数的选取对运载能力的影响,并应用二次曲线迭代制导算法进行制导控制,满足终端轨道约束和姿态约束。以某型运载火箭为例进行仿真,仿真结果表明,在具有相同姿态角约束的条件下,该算法能提高一定的运载能力,能够在保证入轨精度的同时满足终端姿态约束,具有一定的工程应用价值。

火箭滚动定向抗风及实时减载技术

运载火箭采用“X”形布局发动机或为面对称构型时,在周向上存在控制能力薄弱方向,后者会导致周向静不稳系数不同,当允许摆角较小时,在飞越大风区的过程中容易发生摆角限幅引发不可控风险,降低飞行可靠性。本文提出了一种一级飞行段带滚动角飞行的方案,通过滚动定向在最危险高度将最大控制能力方向对准风向,利用最大控制能力的同时,根据惯组加速度信息生成修正俯仰偏航程序角增量进行姿态调整,减小气流与箭体纵轴的夹角,实现减载的目的并降低摆角限幅的概率。

基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术

面对日益突出的落区安全问题,针对我国现有运载火箭一子级的特点,为达到残骸落区可控的目的,采用栅格舵系统对一子级进行落区控制。本文首先给出了栅格舵系统的总体方案和系统组成,并对栅格舵气动特性进行了分析,然后开展了一子级再入过程的控制系统设计和仿真,最后给出了2次长征四号乙运载火箭一子级栅格舵系统演示验证飞行试验结果。试验结果表明:基于栅格舵的一子级落区可控技术是合理可行的,实现了将原有落区面积缩小85%的目标,极大改善落区安全性,有效避免大规模人员疏散和可能造成的生命财产损失,对垂直起降重复使用运载火箭的工程应用具有重要支撑作用。

远程制导炮弹非线性模型预测控制器设计

针对远程制导炮弹动力学模型多输入、多输出、多约束、非线性和快时变的特点,基于模型预测控制理论,设计了一种组合型非线性预测控制器.此控制器综合了2种非线性模型预测控制方法,一种方法以序列二次规划为在线优化算法求解最优控制律,另一种方法具有解析形式控制律.2种方法的合理组合克服了前一种方法的控制延迟和后一种方法没有考虑约束的缺点.将设计的控制器用于某制导炮弹滑翔段控制,仿真结果表明,该控制器控制效果较好.

利用雷达测量数据的实际弹道重建

为了有效地利用雷达测量数据重建实际弹道,建立了考虑随机风场的非线性弹道滤波模型,给出了作为弹道重建工具的积分预测UKF算法.针对实际应用UKF进行在线重建弹道时初值条件的不确定性导致初始段弹道参数估计含有较大误差的问题,引入了一种新颖便捷的平滑器URTSS,该平滑器通过滤波最后时刻的状态估计值反向传递至初始时刻,获得弹道参数最优估计.仿真结果表明,应用UKF方法重建实际弹道是有效的,URTSS能进一步减小弹道参数的估计误差,特别是有效修正初始段弹箭速度与风场信息的估计误差,提高了利用雷达数据重建实际弹道的精度.

低速滚转末修弹修正量估算方法

为了准确地修正弹道偏差,提出了一种末段弹道修正量的估算方法.用摆动理论研究了脉冲力与脉冲力矩作用对速度偏角的影响,分析了速度偏角与末段修正量的关系,给出了单个脉冲修正量的快速估算方法,提出了脉冲方位角的算法.进行了六自由度弹道仿真,将仿真计算出的实际落点修正量与估算的修正量进行对比.结果表明,选取的脉冲作用方位较为准确,对单个脉冲修正量的估算效果较好,多个脉冲的作用效果可以叠加.

弹道计算中正常重力的计算方法分析

针对弹道计算中正常重力的计算问题,分析了两种正常重力计算方法的特点,认为拉普拉斯方法的缺点是大地水准面形状确定困难而斯托克斯方法缺少地球表面外空间的正常重力算法.根据斯托克斯方法所定义的正常重力模型,将索米里安公式推广到地球表面的外空间,从而得到了一种正常重力的精确算法.通过计算对比这两种重力计算方法的差异,得出在使用拉普拉斯方法计算正常重力并取合适的球谐级数项时,可直接采用正常地球椭球面作为大地水准面,不会对弹道计算造成大的计算误差.