一种基于伪谱法的助推-补能跳跃滑翔轨迹优化方法

针对大气层边缘补能-跳跃滑翔运动,建立了一种助推-补能跳跃滑翔全程空间运动模型以及补能滑翔段无量纲运动方程。提出了一种基于Gauss伪谱法的动态分段串行优化策略,可对助推段俯仰程序角、补能-跳跃滑翔段飞行攻角、倾侧角以及补能时刻等轨迹控制变量进行求解,实现含连续/离散控制变量的轨迹优化一体化设计。分别对助推-补能跳跃滑翔和助推-拟平衡滑翔轨迹优化开展仿真,验证了针对补能-跳跃滑翔轨迹的分段串行优化策略的有效性,同时分析了相同助推规模和飞行器质量条件下,补能跳跃轨迹相较拟平衡滑翔轨迹在增大飞行时间、航程和机动过载能力上更具优势。

基于多精度规划窗口的无人机航迹规划方法研究

航迹规划是无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)任务规划系统的核心部分之一,其主要任务是结合战场环境等约束条件,寻找一条安全系数高、满足任务需求且飞行代价小的UAV最优飞行航迹。基于现有蚁群优化(ant colony optimization,ACO)算法,在其并行能力基础上提出一种多精度规划窗口方法。该方法在初始航迹基础上,进一步针对局部飞行环境特点,自动配置局部规划窗口、规划精度和规划参数,并行地开展多精度窗口航迹调整,可在较短时间内优化出一条适应战场环境的飞行航迹。仿真分析表明,不同战场环境下所需的算法参数配置、规划精度各有不同,通过多精度规划窗口的优化与调整,最终飞行航迹可适应不同战场环境,且具备较好的规划效率与精度。

飞行器轨迹优化数值方法综述

自上世纪后期,出现了多种飞行器轨迹优化方法,但较全面地对各种方法进行综合研究的文献非常有限且近期未见公开发表。通过对近百篇相关文献的调研,从各种角度对轨迹优化方法分类,并总结了常见方法的特点和应用情况。同时还概述了一些很有应用前景的如伪谱法,快速探索随机树法和滚动时域优化等新方法的特点和进一步需要解决的问题。本文不对优化算法作过多的讨论,而是注重各种优化方法,这些方法的不同体现在对连续最优控制问题的转换、离散化方法等方面。希望本文的工作可为未来轨迹优化领域的研究和技术发展提供一个良好的基础。

基于Gauss伪谱方法的高超声速飞行器再入轨迹快速优化

基于一种求解最优控制问题的新方法—Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method-GPM),研究了高超声速飞行器滑翔式再入的快速轨迹优化问题。针对远程多约束条件下滑翔式再入轨迹优化问题的难点,提出了基于GPM的串行分段优化策略,包括三个方面:(1)构造了设计变量初值生成器,获得近似最优解作为优化初值;(2)提出从可行解到最优解的串行优化策略;(3)引入平衡滑翔条件构造动态分段点,将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段分别求解。以某高超声速再入飞行器为对象进行轨迹优化计算,仿真结果验证了本文的轨迹优化方法具有较高的精度和计算效率。

基于物理规划的高超声速飞行器滑翔式再入轨迹优化

轨迹优化是新型高超声速滑翔式再入飞行器方案设计的关键技术之一。物理规划方法能够以较低的计算代价获得设计者偏好的多目标优化问题的折中解。基于该方法研究滑翔式再入最优飞行轨迹。首先介绍物理规划方法求解多目标优化问题的数学模型,然后将考虑射程最大、热载最小、热流密度峰值最小和弹道最稳定4个目标的再入最优轨迹问题纳入物理规划的框架求解。以某带翼锥形再入飞行器为例,通过计算并分析单目标优化结果,确定具体的偏好结构,采用遗传算法求解了考虑热流、过载、动压和终端条件约束的多目标最优轨迹。优化计算结果验证了物理规划方法的有效性。分析了沿最优轨迹飞行的物理原因和基本迎角控制规律,可为滑翔式再入飞行器的最优轨迹方案设计提供依据。

助推—滑翔式导弹中段弹道方案的初步分析

建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结果分析了初始条件对最大射程弹道的影响。将考虑约束的再入滑翔弹道与弹道式再入的特征参数比较,表明再入滑翔弹道的峰值热流较小,而总气动加热增加,但再入滑翔飞行时间在一般锥形体再入机动飞行器的热防护系统可承受的时间范围内。

基于雷达跟踪仿真的滑翔式再入弹道突防性能分析

从防御雷达对再入弹道跟踪效果的角度,对滑翔式再入飞行器的突防性能进行了初步分析。基于Unscented卡尔曼滤波和考虑气动模型的目标跟踪模型,加入雷达测量噪声,计算目标跟踪误差,比较弹道式与滑翔式再入弹道的跟踪效果。仿真结果表明:(1)滑翔式再入弹道有横向机动且飞行高度较低,雷达的发现时间较晚,可观测时间比较短;(2)由于雷达的跟踪动力学模型中很难对气动力准确建模,滑翔式弹道借助气动力产生机动,雷达对其跟踪的误差要大于弹道式再入弹道;(3)在相近的雷达观测条件下,弹道机动性越强,雷达跟踪精度越差;(4)尽量使防御方所假设的目标动力学模型失配是增加突防能力的有效措施。

高超声速无动力远程滑翔飞行器多约束条件下的轨迹快速生成

研究了一种考虑各种弹道约束的远程滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。将再入轨迹分为初始下降段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段。考虑地球旋转影响对一般的拟平衡滑翔条件加以改进,利用该条件将各种约束条件转换为控制变量约束,推导速度与航程的近似关系,从而将纵向多约束参考轨迹设计问题转化为一维空间的单参数搜索问题。基于LOR方法对纵向参考轨迹跟踪的同时,采用航向角误差走廊控制完成三自由度再入轨迹规划。仿真计算表明,本文的轨迹快速生成方法能在在一般高性能微机上耗时2~3秒生成一条航程10000km左右的满足多种约束的再入轨迹,具有应用于在线制导问题的潜力。

助推-滑翔弹道的发展史及基于该弹道的制导武器方案设想

总结了助推-滑翔弹道概念的提出以及基于这种概念的飞行器的发展历史,介绍了当前美俄关于超声速滑翔跨大气层飞行器的研究动态。同时分析了助推-跳跃滑翔跨大气层飞行制导武器的基本方案和关键技术。为我国发展这种具有很好的突防性能的新型远程攻击制导武器提供有益的参考。

基于摄动制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法

实现了一种基于摄动制导的弹道导弹的发射诸元算法。给定发射点与瞄准点的地理位置,通过一种迭代方法求解发射方位角和标准关机时间,并以此确定自发射点到瞄准点的标准弹道。采用求差法解算摄动制导的关机方程与导引方程系数。最后给出诸元计算软件流程图。将该软件应用于某导弹六自由度飞行仿真系统的发射诸元计算,论证了该算法的可行性。

弹道导弹中段机动突防制导问题的仿真研究

对弹道导弹中段机动突防制导问题进行了仿真研究。完成了导弹高空机动突防系统概念设计,建立了大气层外飞行的导弹突防制导问题的数学模型,设计了非线性规划求解突防制导指令的两种算法:基于解析解的Bang-Bang控制形式求解和多重参数化法求解。最后基于以上数学模型和算法模型建立仿真系统,对突防制导问题的两种算法进行仿真验证。

一种利用动量轮的弹头姿态控制系统概念研究

对一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定外形的再入弹头姿态控制系统进行了概念研究。从动量矩定理和中性静稳定原理阐述了这种控制方案从理论上是可行的。推导了动量轮控制弹头的姿态动力学方程,并基于分离时间尺度方法设计了姿态控制系统。对该姿态控制系统仿真研究表明:1)姿态角跟踪回路性能良好;2)在不需要太大的动量轮控制输入力矩的情况下,能实现滚动通道稳定控制;3)俯仰和偏航通道的正弦跟踪需要相对较大动量矩的动量轮作为执行机构来实现高精度跟踪控制。

助推-滑翔式弹道中段的近似解

研究了助推-滑翔式弹道中段的近似解。首先根据不同假设条件,给出以下四种情况的近似解:(1)自由飞行段的解;(2)只考虑气动力常迎角飞行段的近似解;(3)考虑引力和气动力的合成解;(4)平衡滑翔解。再由上述近似解合成助推-滑翔弹道中段的分段近似解。通过与数值解的对比,验证了近似解的合理性。研究结果可为新型助推-滑翔式飞行器在方案论证阶段时的弹道特性分析以及射程、峰值热流和过载等特征参数的估算提供依据。

动量轮控制弹头姿态控制系统设计

提出了一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定气动布局的再入弹头姿态控制新方案。基于动量矩交换原理和中性静稳定概念分析了新方案的可行性,并推导了具有这种新型执行机构的弹头的姿态动力学方程。利用反馈线性化方法,将姿态动力学方程线性化并解耦成俯仰、偏航和滚转三个方向上的单输入单输出系统,然后运用滑模变构控制理论设计各通道的控制器。对姿态控制系统的数值仿真结果表明,所设设计的控制器能实现高精度的姿态机动和姿态稳定,现有动量轮技术指标即可满足滚动通道的姿态稳定。

一类受周期扰动航天器的混沌姿态运动

研究了航天器从绕最小惯量主轴到最大惯量主轴旋转的姿态机动过程中的混沌现象。考虑到航天器内部或外部的振动部件的影响,假设两个主轴的转动惯量为时间的周期函数,同时还考虑了航天器内结构阻尼以及稀薄气体阻力的影响。应用高维的Melnikov方法,求解姿态机动过程中产生混沌的条件的解析表达式,且得到的阀值条件是扰动系统参数的函数。最后对该阀值条件进行了数值验证。

萨德导弹拦截防御作战弹道设计与仿真分析

以萨德导弹拦截防御作战为背景,采用反设计的方法对其作战能力和弹道进行仿真分析。首先给出了萨德导弹系统的作战过程,分析了其战技指标、几何结构参数和推力基本参数,并根据导弹外形采用Missile DATCOM软件估算其气动力数据。然后,对萨德导弹防御作战的弹道进行设计,根据来袭导弹运动特性估算预测命中点,再针对预测命中点计算拦截导弹发射诸元、飞行程序角和发射时间;最后,以部署在韩国的萨德导弹系统拦截来袭中程弹道导弹为例,对萨德导弹拦截作战弹道进行了仿真分析。

一种助推–滑翔飞行器全程运动模型

建立了一种助推–滑翔飞行器的全程运动模型,首先给出了笛卡尔坐标发射系下主动段和极坐标地心系下滑翔段的质心运动学方程,然后推导了不同坐标系之间衔接点坐标转换模型,构成封闭的全程运动模型。最后开展了助推–滑翔全弹道仿真,验证了衔接点前后不同坐标系下弹道变化连续性。在给定发射点参数和弹道控制变量的条件下,基于全程运动模型可获得全程弹道及滑翔段机动覆盖范围,用于支撑助推–滑翔全程弹道优化设计以及助推–滑翔飞行器的全程机动能力快速评估。

基于HLA的导弹攻防仿真系统分析与设计

基于HLA建立仿真应用系统是提高作战仿真活动效率的有效途径。分析了导弹攻防仿真系统的组成和特点,在联邦开发与执行过程模型(FEDEP)基础上,结合作者的开发经验,探讨了基于HLA的仿真应用系统开发的一般过程,将其总结为系统分析、联邦设计、FOM/SOM开发、联邦成员实现与联邦集成四个步骤。给出了某地地导弹与宙斯盾防御系统攻防仿真的系统设计实例。

反临近空间高超声速飞行器若干研究进展

为了支撑我国反临近空间高超声速飞行器相关领域的基础研究和工程研制,在分析典型临近空间高超声速目标飞行特性和作战任务剖面的基础上,综述了目标预警探测、轨迹跟踪预测、制导控制方法、拦截攻击策略四个方面的若干研究成果,讨论了每个方面存在的技术难题和可行的解决方案,并建议从天/临/空/地/海体系预警、红外多模复合敏感、可攻击区轨迹预测、直/气复合等先进控制、协同拦截防御等方面给予重点研究。

临近空间动能武器弹道特性分析

提出了用飞艇搭载动能武器,从临近空间远程打击各类目标的作战方案。建立了考虑地球旋转的射弹动力学模型,针对多种不同初始条件进行了弹道特性分析。结果表明将动能武器系统布置于临近空间的发射平台大大提高了其射程。