冲压发动机导弹爬升轨迹∕发动机一体优化设计

研究液体冲压发动机为动力的导弹爬升轨迹/发动机一体化优化设计问题。综合分析了冲压发动机性能与飞行弹道参数的关系,建立了一体化优化设计的相关数学模型及优化模型。提出了用高斯伪谱法将一体化最优控制问题转化为静态参数优化问题,采用序列二次规划方法对该问题进行求解。仿真结果表明所建立的一体化优化模型是合理的,高斯伪谱法具有对初始值不敏感和收敛速度快的特点,能很好的满足终端约束。通过一体化优化设计,可有效发挥冲压发动机的性能,节省燃料,提高了导弹弹道的性能。

基于混合遗传算法的冲压发动机导弹总体参数优化

为提高冲压发动机导弹的总体设计性能,应对其总体参数进行优化。经典的优化算法在求解该问题时存在对初值敏感、局部收敛等问题。提出了一种基于混合遗传算法的导弹总体参数优化设计方法,将自适应遗传算法的全局搜索能力与Powell算法的强局部寻优能力有机结合起来。以起飞质量最小为目标函数,飞行性能为约束,应用该算法对导弹总体参数进行了优化设计。仿真结果表明,该算法避免了初值猜测、局部收敛和病态矩阵等问题,能够快速地搜索到全局最优,优化后起飞质量比原方案减少6.9%。所提出的混合遗传算法可有效地应用于导弹总体参数优化。

导弹级间分离干扰动力学仿真研究

对于采用一级、二级级间冷分离方案的某型导弹,在描述级间分离过程的基础上建立了分离运动学和动力学数学模型,指出了分离仿真时必须考虑风干扰、推力偏心偏斜等干扰因素,采用Monte Carlo方法对各种分离干扰因素进行了分离仿真试验。仿真结果表明,在干扰因素作用下两级导弹可安全分离,所提出的分析方法对导弹一级、二级分离仿真及干扰因素分析具有一定参考价值。

基于蒙特卡洛模拟的导弹级间分离干扰仿真

级间分离的稳定性、可靠性关系到主级导弹的稳定飞行,采用蒙特卡洛方法对干扰作用下的导弹级间分离进行模拟仿真。首先分析影响级间分离过程的各种随机干扰因素,在此基础上建立了包含随机干扰因素的分离动力学数学模型,然后利用蒙特卡洛方法和随机干扰参数对分离过程进行仿真。仿真结果表明,各种干扰作用下助推级和主级可安全分离。蒙特卡洛方法可快速对级间分离潜在风险以及失败概率进行预测,同时也能定量评估各项干扰因素对分离的影响程度。

冲压发动机导弹轨迹/总体参数一体化优化设计

对以冲压发动机为动力导弹的轨迹/总体参数一体化优化设计问题进行了研究。建立了一体化优化的相关数学模型,提出采用高斯伪谱法将一体化优化中的轨迹最优控制问题参数化,然后用序列二次规划方法求解该一体化优化问题。仿真结果表明,经过一体化优化设计,起飞质量比不考虑轨迹优化的方案减少了4.06%。总体参数优化结合轨迹优化最大程度地挖掘了导弹总体设计的潜力,提高了总体性能。其结果可为冲压发动机导弹总体优化设计研究提供理论参考。

航天器近距编队轨道动力学模型及仿真

针对目前航天器近距编队长期飞行中存在的HCW模型精确度不够的问题,提出了利用平均轨道根数线性微分漂移率预测J2摄动下航天器近距编队相对运动的方法,建立了一种新的航天器近距编队轨道动力学模型。仿真结果表明,解析模型计算得到的相对运动轨道和不考虑J2摄动影响的相对运动轨道相比,解析模型运算时间很短,精度提高约50%(10个轨道周期之后),证明了模型的有效性和快速性,适合在线运行,同时给出了解析模型的适用范围。

基于自抗扰的冲压发动机导弹大过载机动控制

采用自抗扰控制方法设计了过载和马赫数控制律。根据导弹纵向运动方程,采用精确线性化方法建立了导弹过载控制和马赫数控制模型,将模型不确定性和外界扰动视为总干扰,并建立扩张状态观测器对其进行精确估计,然后设计了基于状态误差和干扰补偿的过载和马赫数非线性反馈控制律。仿真结果表明所设计的控制器能够快速稳定跟踪大过载机动控制指令,在机动过程中能充分发挥冲压发动机推力性能,使导弹能尽可能准确的跟踪马赫数指令;此外过载通道和马赫数通道之间耦合较小,充分验证了所设计控制器的有效性。

考虑冲压发动机工作边界的导弹大过载机动反演控制

针对冲压发动机导弹大过载机动控制问题,设计了基于干扰观测器的反演控制器。根据导弹纵向运动方程建立了过载控制和马赫数控制模型,将模型存在的不确定性和扰动视为总干扰,采用扩张状态观测器进行精确估计,然后设计了过载回路和马赫数回路的反演控制器,为避免对控制器中的虚控制量多次求导导致“微分膨胀”,采用反正切跟踪微分器对其进行精确估计,最后采用Lyapunov方法对控制器的稳定性进行了证明。仿真结果表明,所设计的控制器能够快速稳定地跟踪指令信号,且过载通道和马赫数通道之间耦合较小,充分验证了所设计控制器的有效性。

基于快速终端滑模的吸气式导弹级间分离控制

针对吸气式导弹级间分离控制存在模型参数突变和强分离干扰等不确定性问题,提出了一种快速非奇异终端滑模变结构控制方案。采用动态逆方法将分离控制数学模型输入/输出线性化,然后对线性化模型设计了快速非奇异终端滑模控制器,并采用蚁群优化算法对控制器参数进行优化。对正常分离条件和异常分离条件下控制器的性能进行了仿真验证,结果表明二级导弹姿态角和角速度分别在0.5s,1s内收敛至期望状态,同时舵面无抖振现象。

基于混沌多项式的火箭弹射击落点散布分析方法

针对传统的基于统计学的火箭弹射击落点分析方法需要生成大量随机样本用于弹道求解,存在计算量大、耗时长的问题,提出了一种基于混沌多项式理论的火箭弹射击散布特性分析方法。该方法基于火箭弹不确定性弹道动力学模型,采用混沌多项式理论将射击散布分析问题直接转化为确定性多项式系数求解问题,然后采用非嵌入式数值积分方法来确定多项式系数。该方法仅需要在数值积分点上求解弹道方程,从而极大地提高了计算效率。仿真结果表明,所提出的方法在同等精度要求下比蒙特卡洛分析方法具有更高的计算效率,具有很强的工程实用价值。