高速飞行器编队通信保持控制与协同制导技术研究综述

在高速武器平台网络化的背景下,对于高速滑翔飞行器(以下简称“高速飞行器”)的研究不再局限于多约束下的制导方法,而是亟须破解多飞行器协同制导控制技术难题。通过总结部分军事大国研制高速飞行器的发展历程,分析了目前多飞行器协同作战的发展现状与趋势,进而引出研究多飞行器协同制导控制技术的必要性。随后分别对编队通信保持控制技术、带飞行时间约束的协同制导控制技术以及带飞行角度约束的协同制导控制技术的研究现状进行了梳理,为多高速飞行器协同作战探索解决思路,最后对多飞行器协同制导控制技术的未来发展方向进行了展望。

MAGIC CARPET着舰对甲板运动的控制策略

MAGIC CARPET是美国最近几年非常成功的舰载机着舰控制技术,是未来主要的着舰方式。MAGIC CARPET着舰性能很优秀,但受甲板运动的影响较大,因此研究应对甲板运动的策略十分有必要。首先,分析了航母运动和光学下滑道稳定方式;然后,分别研究了下滑道惯性稳定、下滑道线稳定时的MAGIC CARPET着舰,并得到了相关结论;理论分析和实时仿真表明该策略与美军试飞结果具有很好的一致性;最后,分析了下滑道稳定方式的选择方法。研究结果为飞机着舰和直接力控制提供了参考。

滑翔增程弹箭滑控段弹体运动模式对增程效率的影响

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹箭的飞行过程,建立了滑翔增程弹箭的滑翔段弹道模型,在滑翔控制段弹体分别采用俯仰滑翔飞行和旋转滑翔飞行,分析了在滑翔控制段弹体的两种运动模式对弹箭增程效率的影响。仿真结果表明:在滑翔控制段弹体采用俯仰滑翔飞行,增程效率高,但在滚转控制过程中控制系统复杂,对舵机的要求高;在滑翔控制段弹体采用旋转滑翔飞行,增程效率较低,但整个控制过程中控制系统简单,对舵机的要求低。

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。

滑翔增程弹飞行弹道

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹的方案弹道模型和控制方程,对其飞行弹道特性进行了分析。仿真计算表明,滑翔弹道与常规弹道在升弧段上是一致的,而在降弧段上则出现了较大的差别;弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角出现新变化;控制弹道很好地逼近了方案弹道,说明其控制方法是可行的,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。

高超声速滑翔飞行器倾斜转弯分析及控制系统设计

倾斜转弯技术是高超声速滑翔飞行器控制的一个重要发展方向。针对高超声速滑翔飞行器倾斜转弯技术开展研究。以平衡滑翔弹道为参考弹道,分析了转弯半径、下降高度、倾侧角等参数之间的关系,提出在设计高超声速滑翔飞行器制导控制指令时,应综合考虑不同高度速度下的控制能力约束。根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量两部分,运用轨迹线性化方法设计了控制系统。仿真结果表明,设计的控制器具有良好的控制性能,但随着高度的增加,控制指令应结合实际控制能力,以完成对飞行器的姿态控制。

超远程火炮弹药的无控及滑翔弹道优化研究

目的 :研究并揭示超远程炮弹无控段及滑翔段的弹道特性。方法 :建立无控弹道数学模型和大气数学模型 ,研究初始射角和发动机点火时间的双参数寻优以及弹道下落段最佳起始滑羞翔点的确定 ,建立弹道滑翔段最优控制数学模型 ,研究最优滑翔弹道。

滑翔弹一体化实时半实物仿真平台设计

针对滑翔弹飞行控制系统半实物仿真平台研制中的两个关键问题——仿真实时性与一体化建模,建立了一套基于Windows操作系统的半实物仿真平台,开展了在较低成本的工业控制计算机上实现高效、实时的飞控系统半实物仿真研究。文中采取了Real Time Extension(RTX)插件扩展系统实时性的方案,既满足了仿真平台1ms精确定时的要求,又大幅降低仿真平台的成本;结合Simulink软件高效、安全的基于模型设计的解决方案,建立了扩展实时Windows系统下自动生成代码与手工代码混合编程的方法,重点解决了一体化建模方案在实时平台中的集成问题,并进行了仿真平台实时性能测试。最后完成了发射高度为海拔4800 m.初始速度为202 m/s以及不同误差组合条件下的滑翔弹半实物仿真试验,整个飞行过程中侧滑角都稳定在-3度与3度之间,满足飞控系统稳定裕度要求。

变质心控制高速滑翔弹动力学与控制律研究

为研究变质心控制高速滑翔弹在下滑弹道上的动力学建模与弹道跟踪控制问题,基于Lagrange分析力学建立了滑翔弹在下滑纵向平面上的动力学方程,并将其转化为标准状态方程.在标准下滑弹道的某配平点上作小扰动线性化,然后根据LQR理论设计了飞行控制律.控制律通过沿弹头纵轴移动的滑块实现,可避免空气舵在高速飞行条件下的气动热烧蚀等问题.数值仿真表明,滑块具有强大的控制能力,只需在较小范围内移动即可有效控制弹头精准跟踪标准下滑弹道,验证了本文方法的有效性和可行性.

高空远程滑翔鱼雷控制系统设计与仿真

针对已有的滑翔鱼雷进行改进,提出一种新型的高空远程滑翔鱼雷。这种滑翔鱼雷通过加装在鱼雷腹部的助推火箭进行低空突防,以实现远距离打击敌方潜艇的目的。分析高空远程滑翔鱼雷的工作流程,分别建立了无动力滑翔段、低空突防段和反推减速段六自由度非线性运动学和动力学模型。指出三段弹道的特点,并进行弹道设计,提出控制系统的总体要求并设计各弹道相应的控制律。基于MATLAB Simulink中Air-Weapons-Torpedoes工具箱设计仿真平台,结合总体方面计算出的流体动力参数对空中全弹道进行仿真。结果显示在该控制律下,高空远程滑翔鱼雷具有明显的增程效果和一定的突防能力,实现了预先设计的弹道。

基于Windows的滑翔增程弹飞控系统半实物仿真研究

通过引入外部硬时钟,在普通Windows工控机上,实现了精确定时以及稳定的多线程串口通信,满足了滑翔弹飞控系统实时仿真的要求.该系统不仅成本低,而且稳定性高、通用性好以及第三方软硬件资源丰富,并在实际仿真过程中得到了应用.

单发飞机空中起动试飞航线建立方法

为化解单发飞机空中起动试飞的高风险,在停车迫降航线的基础上,融入空中起动试飞过程,提出了空中起动试飞航线总体设计方法、关键参数确定和修正方法、关键点确定方法以及安全裕度设置方法,形成了空中起动试飞航线建立方法。飞行试验验证表明:形成的单发飞机空中起动试飞航线建立方法合理、可行,所建立的空中起动试飞航线可操作性强、安全裕度高,能有效化解空中起动试飞存在的高风险,保障试飞安全。本研究可为单发飞机试飞安全控制和部队训练使用提供重要参考。

基于最优导引律的高空滑翔鱼雷弹道设计

高空滑翔鱼雷在打击潜艇的过程中,采用滑翔增程方式增加攻击范围,能够在潜艇防区外发起攻击,可有效提高载机生存能力。其空中弹道主要包括滑翔增程弹道和雷伞弹道,滑翔增程弹道结束后,需要进行雷翼分离并进入雷伞弹道,故其终端弹道约束相比于一般的空投鱼雷更为复杂。文中针对滑翔弹道终端的位置约束和终端弹道倾角约束,依据最优控制理论,建立高空滑翔鱼雷弹道模型,提出了满足终端弹道倾角约束的最优导引律;根据最优导引律和过载量控制的原理,给出了滑翔翼的积分过载控制方法;最后分别针对比例导引律和最优导引律进行弹道仿真对比。仿真结果表明,采用比例导引律可以满足位置约束(水平控制精度和雷翼分离高度),但无法控制弹道倾角;而采用最优导引律则可在实现水平位置控制精度和雷翼分离高度均满足约束的同时实现对弹道倾角的控制。

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明:初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。

远程火箭弹滑翔增程技术研究

基于火箭弹滑翔增程技术中采用的控制导弹法向过载和保持升阻比最优的2种滑翔控制方案,建立了滑翔弹道模型,分析了2种不同控制方案的约束条件,并进行了全弹道仿真,计算了不同下滑点对弹道增程的影响,为增程弹道控制方案的选择提供了依据。

翼伞测控系统的设计与实验

为了能够有效地控制翼伞的飞行状态并获取翼伞飞行时的相关参数,设计一套翼伞空投测控系统,基于该系统进行了实地的空投实验。通过分析空投实验获取的有效数据,得到翼伞的实际飞行轨迹、左右操纵绳的下拉量、操纵绳的受力大小等结果。基于上述实验结果,计算出翼伞的盘旋半径以及实际飞行时的滑降比大小。

直升机自转下滑飞行力学建模与控制器设计

针对直升机自转下滑飞行力学建模及控制器设计开展研究。首先,建立了发动机失效后的直升机动力学模型。然后,对直升机自转下滑状态进行配平计算,得到各前飞速度所对应的稳态下降率;对给定前飞速度及下降率对不同总距操纵下的旋翼气动特性进行了计算;结合基于鲁棒参数设计法的正常飞行状态速度跟踪系统设计了基于下降率误差的PI控制器。最后,开展了仿真验证及结果分析。结果表明,该PI控制器能使直升机转速在一定时间内恢复至期望值附近并稳定,引导直升机成功进入自转下滑,该研究对直升机发动机失效后的自转下滑控制器设计具有一定的指导作用。