多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划研究

建立高超声速滑翔飞行器动力学模型和考虑复杂多约束条件的协同轨迹规划模型,着重考虑对雷达探测区、火力场覆盖区等禁飞区的避障和弹群内避碰问题,构造安全距离函数对禁飞区避障和弹群内避碰约束进行描述,采用自适应hp-Radau伪谱法将上述多约束条件下的复杂最优控制问题转化为非线性规划问题求解。提出协同避障轨迹规划流程,针对某通用大气飞行器(common aero vehicle,CAV)开展“异地出发,同时到达”的协同避障轨迹规划仿真,并进一步探究禁飞区位置和协同飞行时间对最优性能指标的影响。研究结果表明:本文提出的多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划方法有效处理了各种复杂约束条件,得到了满足各类约束条件和性能指标要求的多飞行器协同飞行轨迹。

三角形截面弹芯的飞行稳定特性

为了研究三角形截面穿甲弹的飞行稳定特性,在对传统圆截面弹芯运动稳定性分析的基础上,针对三角形截面弹芯的特点,建立了其空中运动数学方程,推导出飞行稳定性判据,分析了三角形截面弹芯飞行时转速比P和气动特征数H、M、T的自身特点以及其对稳定性能的影响,并结合升力线理论和风洞试验数据,给出了气动特征数by、kz随自转角γ的变化规律。最后,通过6-D弹道仿真,对比其与圆截面弹芯在同等条件下的章动曲线、攻角曲线以及稳定因子λ曲线规律,分析得出三角形截面弹芯具有良好的飞行稳定性能。该文为三角形截面弹芯的设计提供依据。

一种制导炸弹控制系统半实物仿真的正交试验分析

在制导炸弹控制系统半实物仿真时将所有的飞行情况考核一遍的办法,试验次数繁多,且不容易实现。本文构建了制导控制系统半实物仿真平台,讨论了半实物仿真系统中的误差源,分析了影响制导控制系统精度的主要动力学因素;采用正交试验方法,设计了制导炸弹的覆盖性打靶正交试验方案;最后,给出的各组试验脱靶量和仿真曲线表明制导炸弹制导控制系统工作性能良好,为制导控制系统技术工程化提供有力的参考依据。

一种乘波外形导弹增程段弹道的最优控制解法

高超音速导弹弹道优化的目的是针对其弹道数学模型,设计方案弹道,寻求一个最优攻角规律使得弹道性能指标最优.为此将弹道问题转化成最优控制问题,通过最小值原理,得到滑翔飞行距离最大的最优弹道的一阶必要条件,采用遗传算法求解了此两点边值约束问题.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束条件下,通过最优控制解法和遗传算法求取最优弹道方法可行.

脉冲修正弹控制参数粒子群优化算法

针对脉冲修正弹自身控制离散不连续特征,开展脉冲修正弹脉冲控制参数优化设计方法研究。考虑到脉冲成本和精度的双重要求,选择以脉冲发动机工作次数和脱靶量最少为双目标的函数。在风干扰条件下,提出以脉冲控制时间间隔为离散脉冲控制参数设计变量建立优化模型,以此发展一种改进型递减惯性权重粒子群优化脉冲控制参数的方法,提高修正参数优化收敛速度。仿真结果表明:该算法能快速有效地获得最优解,为在干扰条件下寻找最优的脉冲修正参数和脉冲工作方式提供一种优化设计思路。

卫星制导炸弹控制系统计算机仿真

根据制导炸弹控制飞行过程与各个分系统的特性,描述了"惯性/卫星"制导炸弹的工作过程,建立了合理的数学模型,并且通过Matlab/Simulink中嵌入S函数法,设计了一种效率高、建模简单、实现方便的计算机仿真方法。最后,以某型制导炸弹的计算参数为例进行仿真,详细分析了制导炸弹飞行过程中控制系统的工作情况,检验了系统动静态特性,验证了制导炸弹控制器参数设计的合理性;并采用蒙特卡洛法,提出了一种置信度较高的全弹系统的精度打靶仿真方法,以配合小子样飞行试验对系统性能进行评定。为进一步的半实物仿真和全实物飞行试验提供了一些有价值的依据。

脉冲横流对末修弹气动特性的影响分析

为了分析脉冲末修弹的气动特性,建立了末修弹横向喷流工作前后的非定常数值计算模型,计算了脉冲横流在不同作用位置时末修弹的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数,揭示了脉冲横流对末修弹气动特性影响随其作用位置和弹体马赫数的变化规律。结果表明:脉冲横流对弹体阻力的影响不大,对升力和俯仰力矩影响明显。末修弹产生的附加升力系数随脉冲发动机喷口位置后移而增大,且当马赫数在0.6～1.1范围时,该系数随着马赫数增加而影响减小;气动焦点位置随着喷口位置后移亦向后移动,且随着马赫数增加而移动速度减慢。

制导炸弹大空域下的动力学模型

针对惯性导航/卫星定位方式制导炸弹在大空域下的工作过程和特点,建立了空中的运动数学模型,分析了大空域下制导炸弹运动的非线性因素,并在线性化模型的基础上,发展了一种时变的非线性模型来描述制导炸弹大空域下飞行动力学系统的方法。最后进行了仿真,结果表明,该方法是合理的,为后续制导炸弹控制系统的自适应设计与仿真提供了参考。

压力机离合器制动器系统结构优化

通过对压力机离合器制动器优化前后结构的对比 ,阐述了对离合器制动器进行优化设计的必要性。

一种制导炸弹侧向运动的解耦控制

文中从制导炸弹的侧向扰动运动方程出发,根据多变量频率设计理论,用相对增益法,研究了制导炸弹航向和滚转通道的交联耦合。运用对角矩阵思想,设计了解决侧向运动中航向与滚转通道间的解耦补偿控制器,分析了该解耦补偿控制器的稳定性和鲁棒性。最后给出了实例计算,仿真了解耦前后系统品质,验证了设计的解耦补偿控制器的有效性。

基于混合遗传算法优化的制导炸弹BP网络PID控制器

经典的PID控制方法虽然其物理意义明确、参数调整简便,但是面对现代的过程控制对象所具有的非线性、时变和多种不确定干扰等特性,使得基于精确线性数学模型的设计思路很难直接获得满意的动静态控制效果。在BP神经网络控制的基础上,采用混合遗传算法优化BP反向传播权系数值,推导了算法过程,设计了基于混合遗传算法优化的制导炸弹BP网络PID控制器。最后,以某制导炸弹纵向通道设计为例,仿真结果表明控制器能使得制导炸弹准确命中目标,并且具有较好的鲁棒性能。

“惯性/卫星”制导炸弹有效攻击区设计

文中针对惯性导航/卫星定位方式制导炸弹的工作特点,描述了制导炸弹的制导工作过程,建立了合理的:运动数学模型,设计了导引规律下的控制指令。然后,根据制导炸弹控制飞行对命中要求、过载和投弹条件等的限制,优化设计了典型条件下"惯性/卫星"制导炸弹的有效攻击区,并且得出几点有意义的结论,为"惯性/卫星"制导炸弹的总体设计提供参考。

异型弹芯飞行稳定性判据

传统大长细比圆截面杆式弹在超高速发射时的膛内强度和飞行挠度问题始终是困扰人们的技术难题。异型截面弹芯以其具有很好的超高速发射强度和较强的终点毁伤性能等优点,而日益受到人们关注,文中根据异型弹芯的特点,建立其空中刚性运动数学方程,并详细推导了其攻角方程,得出飞行稳定性判据,同时分析其与一般炮弹稳定判据的异同,为异型弹芯杆式弹的设计及其特性分析提供了理论依据。

引入科研型模式提高大学本科教学质量

针对当前研究型大学本科教育中呈现的问题,借鉴国内外大学办学方式,结合多年从事本科教学的体会,通过在理论教学、实验教学、科研训练和毕业设计等重要环节适当引入科研方法和科研项目,提出了多层次、多渠道引入科研思想和内容的教学模式,以增强本科生的研究能力和创新能力,提高研究型大学的本科教学质量。

可变后掠翼导弹的动态特性分析

针对可变后掠翼导弹弹体外形参数可变的特点,建立了其弹体扰动运动线性化数学模型,分析了其与固定外形导弹的区别,提出了一种可变后掠翼导弹动态特性分析方法,通过设计不同后掠角速度参数(快速、中速和慢速三种展开状态),揭示了某可变后掠翼导弹稳定性和操纵性随不同后掠角参数的变化规律。

脉冲横流对末修弹弹道特性的影响分析

针对末修弹脉冲修正特点,研究了脉冲横流对末修弹道特性的影响规律。建立了末修弹横向喷流工作时的气动弹道模型,计算了脉冲力的作用位置对末修弹轨迹、速度和攻角特性的影响关系;在获得横向喷流工作对末修弹气动特性影响规律的基础上,对比分析了脉冲横流产生的干扰气动力、干扰气动力矩及这两种因素的综合对末修弹道参数的影响关系。结果表明,干扰气动力对末修弹道特性的影响不大,干扰气动力矩对末修弹道特性的影响明显,而影响程度与脉冲作用位置有关。

倾斜转弯小直径炸弹鲁棒自动驾驶仪设计(英文)

针对倾斜转弯(BTT)控制模式决定了小直径炸弹是一个强耦合非线性不确定时变系统的特点,研究了其自动驾驶仪的鲁棒设计问题。将小直径炸弹俯仰、偏航、滚转通道之间的耦合视作不确定干扰,基于H∞控制理论,采用双回路方法设计了自动驾驶仪,即采用LQR设计方法作为内回路,以确保炸弹确定性模型部分的控制效果;H∞/混合灵敏度控制作为外回路,以抑制通道之间耦合干扰,增强系统的鲁棒性能,并分析了系统的动态跟踪性能和对全弹道上参数扰动的鲁棒性能。6DOF弹道仿真结果表明炸弹BTT控制性能和鲁棒性能良好,满足设计指标要求。其研究方法可为小直径炸弹BTT控制系统的工程应用提供参考。

基于θ-D技术的制导炸弹非线性控制方法

采用θ-D近似控制技术研究了制导炸弹非线性动力学的次最优控制问题。通过引入设计变量θ,使得伴随状态λ按幂级数序列展开,进而将HJB方程简化成一组递归的代数方程进行求解。以滑翔制导炸弹为研究对象,针对θ-D控制技术特点,在纵向平面内建立了制导炸弹的控制数学模型,并设计了θ-D控制器。数字仿真实验表明θ-D方法设计的制导炸弹控制器效果明显,方法是合理的、可行的,为制导弹药的非线性控制系统提供了一种新的研究思路。

兵器类专业国际化人才培养模式研究与实践

兵器学科作为一门国防特色鲜明的学科,其国际化人才培养对我国现代国防建设具有重要意义。南京理工大学立足国防发展需求,在借鉴国际人才培养先进经验的基础上,结合我国实际,从课程国际化、教师国际化、平台国际化三方面对兵器类专业国际化人才培养进行了探索与实践。

两种非圆截面弹芯的侵彻性能研究

对两种同长度、同质量、同密度的非圆截面弹芯的侵彻性能进行了研究。结合弹芯侵彻靶板试验,建立了三维有限元计算模型。为了分析弹丸侵彻过程中一些重要参数变化规律,计算了不同初始速度时弹芯的侵彻深度,并给出随入射角不同,两种截面弹芯侵彻靶板的深度变化。计算结果表明:在相同条件下侵彻深度随速度的增加而增大;相同速度下侵彻深度随入射角的增大而减小,在角度增大到某一定值时子弹跳飞。数值结果与试验结果吻合较好。对非圆截面弹芯的设计有一定的参考价值。