高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象,通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速,并使其满足中末制导交班条件,以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律,解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上,建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法,有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此,数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速,并具有较高的制导精度。

导引头动力学建模方法研究

为开展导引头设计仿真,建立了两框架导引头动力学模型,揭示了导引头隔离度的来源。首先,定义了参考坐标系,依据动力学原理求取了导引头内、外框架动力学方程。其次,结合反馈控制原理,通过方程变换获得了导引头闭环控制框图。最后,进行了导引头隔离特性和耦合特性仿真,验证了模型的正确性。研究结果表明,弹体扰动通过导引头外框架以几何投影及干扰力矩两种形式进入导引头闭环控制回路,这是产生隔离度问题的根源。

补偿目标机动和制导动力学的制导律

推导了一种补偿目标机动和制导动力学的最优制导律;针对制导动力学补偿的工程实现问题,提出了制导时间常数时域和频域等效办法,实现了低阶制导模型代替高阶复杂物理模型,可在制导律中实现制导动力学的有效补偿;使用无量纲伴随系统法对制导律的特性进行了分析,结果表明:提出的制导律可有效缩小需用过载和需用末制导时间。

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P-CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。

基于扩展卡尔曼滤波的三维风速在线估计方法

风是影响巡飞弹药这类小型飞行器的重要环境因素,对飞行带来了较大的不确定性。为此,本文建立对飞行影响较大的常值风的估计模型,利用巡飞弹药中动压传感器及GPS/MIMU的输出数据作为观测量,通过扩展卡尔曼滤波实现对三维风速的在线估计,并分析了系统的可观测性。数值仿真试验表明:水平风速估计误差优于0.1m/s,垂直方向的风速估计误差优于0.4m/s,为巡飞弹参数辨识与控制系统设计提供精确的实时风速参考。

基于无迹卡尔曼滤波的巡飞弹气动参数在线辨识方法

为降低巡飞弹的研制成本和缩短研制周期,采用气动参数辨识来获取巡飞弹的气动参数。目前,在线气动参数辨识方法主要为扩展卡尔曼滤波,然而该方法存在计算量大,精度低,部分复杂非线性系统难以求取系统的Jacobian矩阵和Hessian矩阵的问题。因此本文采用无迹卡尔曼滤波算法实现在线参数辨识,并通过对巡飞弹纵向气动参数辨识,验证无迹卡尔曼滤波参数辨识精度优于扩展卡尔曼滤波。

基于演化搜索算法的助推器再入飞行模态分析

为解决助推器无控再入过程中姿态运动模态的预示问题,针对助推器再入姿态运动存在三通道耦合、气动参数非线性以及大范围运动难点,建立以经典欧拉角描述的助推器再入非线性动力学模型,采用基于演化搜索策略的改进郭涛算法解决了高阶非线性方程组的多解问题,通过 Lyapunov 的第 1 种方法,得到了平衡点稳定性随再入飞行马赫数的变化规律。结果表明,再入过程中助推器在某一马赫数域内将出现多个特定的飞行模态,速度域状态空间的不同初始条件会使得助推器的姿态收敛到不同的飞行模态。研究解决了线性理论无法适用的助推器复杂无控姿态运动模态预示问题,为助推器回收方案及安控区设计提供了支撑。

战术产品售后服务体系探索

随着市场环境竞争的日益激烈,加强以顾客满意度为导向的产品管理模式显得越来越重要,只有把顾客满意度提高到一定程度,才能在新的市场环境下占据有利形势,不断开拓市场,提高经济效益。中国运载火箭技术研究院通过梳理战术产品综合保障业务模块,以提高顾客满意度为目的,从建立健全业务规章制度和规范业务流程着手,总结多年来顾客反馈意见,不断提高售后服务管理、顾客财产管理、装备返厂维修、预备役管理等方面的服务意识。

基于干扰观测器的运载火箭助推段姿态控制

针对刚体运载火箭助推飞行段的姿态控制问题,提出了一种基于干扰观测器的自适应滑模控制方法。首先,根据姿态动力学模型建立了面向姿态控制的通用模型。其次,针对通用模型中参数不确定性和外界干扰,设计了干扰观测器实时观测后补偿到自适应滑模控制器中,并结合Lyapunov稳定性理论分析了控制器的稳定性。最后,对比传统的PD控制器,在模拟大气环境中进行了姿态控制系统仿真。仿真结果表明,该方法与传统控制方法相比,控制精度和鲁棒性显著提高。

国际航天发射市场开发管理模型的研究与应用

1引言新冠疫情爆发以来,国际环境纷繁复杂,对国际航天发射市场产生了深刻的影响,呈现出了3个显著特点:一是国际航天发射市场严重收缩。据统计,2021年公开招标的高轨道通信卫星降至7个,创下了21世纪以来的最低值,不到2019年疫情前的一半。受到疫情影响,各国纷纷缩减航天预算,多国的卫星发射计划陆续搁浅,不少国际航天发射项目投标后迟迟未有进展。二是国际航天发射市场开发困难重重。

异构作动系统的平稳切换控制方法

为充分发挥异构作动系统在能量特性和控制特性上的双重优势,建立了液压作动器和电动静液作动器的仿真模型,并在此基础上,通过Matlab和AMESim联合仿真的方式,分析了能量特性;以能量特性为依据,提出了“主动切换”的管理方法。仿真结果表明,该方法可以实现能量特性的优化,但引入了位置跟踪曲线的“抖动”问题。针对“抖动”问题,提出了“设置最小切换时间”和“输出力柔性过渡”的系统性解决方案。仿真结果表明,该方案在保证跟踪特性的同时,实现了能量特性的显著提升。

未来地地战术导弹发展特征及其体系化构想

鉴于地地战术导弹具有打击精度高、响应速度快、生存能力强、毁伤效果好、战术综合能力强等优势,通过研究美国、俄罗斯等国家地地战术导弹的主要代表型号,对地地战术导弹武器系统性能特点、发展历程进行了总结分析,并结合未来战争形态和作战理论的发展变化,分析研判未来地地战术导弹的发展特征,给出了地地战术导弹作战体系化发展构想。