机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起(如边条,小配平翼)的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。

再入弹头质量矩复合控制系统设计

针对提出的再入弹头质量矩复合控制模式,利用变结构控制方法设计了三通道的姿态控制律。为了抑制滑块跟踪运动和再入过程中非对称气动烧蚀带来的影响以及满足快速、鲁棒性的要求,设计了基于时间最优的滚动通道的稳定控制律;用双积分系统的时间性能指标来确定切换线,同时构造双切换函数以及在原点领域切换为连续控制律来解决开关颤振问题;为了抑制滑块运动带来的影响,在滑块结构布局优化的基础上,利用变结构设计了俯仰和偏航通道姿态控制律。最后,通过非线性系统仿真验证了该方法的有效性。

具有终端角度约束的固定配平型再入弹头制导方法

针对固定配平型飞行器带终端角度约束的末制导问题,本文基于滚转制导与三维圆周制导,提出一种新颖的制导方法。首先,根据再入弹头与目标的相对几何关系以及终端角度约束,在三维空间内确定出唯一的圆轨迹。然后,通过滚转制导控制升力方向使实际速度方向与期望速度方向重合后,弹头将沿圆轨迹命中目标,并满足终端角度约束。此外,为增强制导方法的鲁棒性,引入干扰观测器对干扰进行实时观测与补偿,并采用变结构控制理论进行制导律设计。仿真结果表明:该制导方法具有较高的命中精度,同时也能满足终端角度约束,并具有较强的鲁棒性。

再入弹头小不对称俯仰气动特性测量技术研究

再入弹头小不对称俯仰力矩的精确测量一直是风洞试验领域的一个难题。设计了轴承铰接式自由振动系统,以同时测量模型的动稳定性导数和静力矩系数。滚动轴承提供系统在俯仰通道的自由度,同时在弹性梁断裂时保护模型不受破坏;可拆卸弹性梁可根据试验要求更改结构尺寸,调整系统振动频率及应变片输出信号的质量。利用本系统在Φ500mm高超声速风洞进行了模型风洞试验,试验结果重复性及试验稳定性好,静态力矩系数测量结果达到10-6量级,证明了系统的精确性与可靠性。

再入弹头滚转共振概率估算

本文分析了滚转共振之机理和影响滚转共振之因素，收集了国外资料有关小不对称量的数据，确定了各参数的概率分布特性，提出了一种直观的再入弹头滚转共振概率估算方法，给出了算例。

大气参数偏差对再入弹头爆点射程的影响

统计出了实际大气状态参数与标准大气状态参数的最大偏差值。以等高程和等过载引信两种弹头引信方式建立了大气参数偏差对弹道式导弹弹头引爆点射程影响的数学模型；从理论上分析了大气参数偏差对弹道式导弹弹头引爆点对应射程产生影响的物理实质；进而以一种洲际弹道导弹为例，计算出了大气参数偏差引起弹头命中点射程偏差的具体数值。

基于统计模型的末区风场对再入弹头落点精度的影响及修正

在分析风场对弹头再入精度影响的基础上,提出了通过修订装订诸元的方法实现对再入弹头风场的修正。运用实测风场数据,拟合建立了风场的修正模型,仿真验证了拟合风场和实测风场对弹头落点偏差影响的差异,证明拟合风场和实际风场是比较接近的。弹道仿真表明,风场对再入弹头的影响随着导弹射程、射向的变化有明显的影响,通过所建立模型的修正,可以有效地提高弹头再入落点精度。

再入弹头非对称气动力研究

本文通过六自由度弹道方程数值模拟了再入弹头非对称气动力和非对称静、动导数对弹头滚转异常的影响;阐述了非对称气动力及非对称静、动导数产生的机理。本文利用作者建立的近似计算和数值计算方法,计算了典型的非对称再入弹头的气动力,定性分析了非对称气动力随弹头几何参数的变化规律,对再入弹头设计有重要的参考价值。

再入弹头大攻角俯仰运动的非线性状态反馈控制

为提高大攻角飞行时具有非线性特性的姿态系统的控制精度,在弹头俯仰运动的非线性数学模型基础上,以弹头攻角为被控制信号,尾翼偏角指令为输入信号,设计了一种全状态反馈非线性姿态控制律,并进行了仿真试验。结果表明,所设计的控制律的稳态精度高、动态响应快。

基于随机变结构控制理论的再入弹头制导律

建立了机动再入弹头随机数学模型,根据攻击目标的要求选择合理的滑模变结构开关面。利用随机变结构控制理论,并结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的变结构制导律,并证明了滑动模态的可达性和击中目标时刻满足要求的终端条件。通过计算机仿真验证了所推导的制导律的正确性及对干扰和系统参数误差的鲁棒性。上述变结构控制算法对再入机动弹头制导系统的设计具有一定的应有参考价值。

一种基于角速率的再入弹头最优制导律

为了使再入弹头的速度损失最小,并能准确击中目标。根据准平行接近原理和最优控制原理推导出了一种基于角速率的再入弹头在平面内的最优制导律,它以速度损失最小为目标函数。论证了当攻击固定或慢速目标时,比例导引是一种最优制导律。仿真结果表明比例系数为3时,弹头再入速率损失最小。

基于扩张状态观测器的再入弹头控制系统设计

为了提高非自旋再入弹头的变质心控制系统的鲁棒性,采用滑模控制方法设计了变质心控制系统中的控制器。为了使控制系统设计简单,将弹头俯仰通道和偏航通道之间的耦合作用以及外界干扰综合为汇总不确定量,并采用扩张状态观测器进行估计和补偿。扩张状态观测器引入到滑模控制器中,从而发展了一种基于扩张状态观测器的滑模控制器。对弹头的变质心控制系统进行了仿真分析,仿真结果表明,所设计的控制器能够有效地补偿汇总不确定量的影响,使控制系统输出快速而准确地跟踪上指令信号。

再入弹头非平衡尾迹的回波特性分析

本文利用文[1]方法计算了纯空气非平衡再入弹头尾迹流场,分析了尾迹等离子体场对雷达波的频响效应,并进一步估算了几种高程条件下的雷达散射截面,说明影响截面大小和分布的几个重要因素。分析和计算表明,以物体底部直径和环境参数表征的雷诺数达到转捩值以后,在完全湍流尾迹中可能出现散射截面的突增现象。

基于不敏卡尔曼滤波平滑的再入弹头弹道系数提取

再入弹头超高速再入大气层是典型的非线性过程,并且再入过程存在扰动。针对系统的扰动,采用时变的弹道系数模型,针对弹头再入过程的非线性,建立了基于不敏卡尔曼滤波平滑法来提取弹道系数的模型,与不敏卡尔曼滤波法相比,改善了再入段目标弹道系数的提取精度。

再入弹头外形防热优化设计仿真

为了降低气动热对高超声速再入弹头的影响同时不对打击效果造成影响,需要对再入弹头气动外形进行优化,从而获得较低的驻点热流密度和较高的终端速度。研究了再入弹头的总体气动布局方案,建立了再入弹头的弹道模型,气动力模型,大气模型,以终端速度最大和驻点热流密度最小为优化目标函数,结合多目标遗传算法建立了再入弹头的气动外形参数优化设计方法,运用Krigingt智能体模型的方法对面元法进行了改进。通过对仿真实例分析表明,改进后计算时间大大减少,并且发现达到一定的最大热流密度之后,终端速度几乎不在变化,研究结果为再入弹头的外形参数优化提供了理论依据。

基于自适应变结构的再入弹头BTT控制系统设计

采用传统的变结构控制方法设计再入子弹头的BTT控制系统,存在严重的抖振现象,并且当系统存在非匹配不确定性时,用常规方法设计切换函数,滑模稳定性难以分析。针对这些情况,设计了自适应变结构控制器,利用动态补偿器给出了较少保守的滑模稳定条件。仿真结果表明,基于自适应变结构理论的BTT控制系统设计合理,能够满足BTT控制要求。

碳/碳复合材料在再入弹头上的应用研究

为了研究碳/碳(C/C)复合材料在再入弹头上的应用性能,以某型弹头的设计战标为研究背景,根据朗金—雨贡纽(Rankine-Hugoniot)关系式和再入飞行的相似性原理,对C/C复合材料进行地面再入模拟烧蚀试验;测量C/C复合材料的烧蚀性能,并观察其微观形貌的变化;根据试验结果,对C/C复合材料在再入飞行时的烧蚀机理进行分析;进而对再入弹头防热层的质量进行理论估算。结果表明,C/C复合材料在再入飞行时的烧蚀是由热氧化反应和机械剥蚀共同作用的结果,驻点区的线烧蚀率约为0.0615 mm/s;圆锥体区的线烧蚀率约为0.0402 mm/s;由试验结果获得了C/C复合材料在再入环境中的烧蚀规律曲线;根据试验结果计算再入弹头防热层的理论质量,并与在役弹头防热层的质量相比较,节省了约8.6 kg。

随机最优控制理论在再入机动弹头制导中的应用

建立了机动再入弹头攻击地面目标的随机数学模型,根据再入机动弹头攻击目标的要求,选择合理的代价函数和控制量的约束方程,利用随机最优控制理论,结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的最优制导律.该制导律在存在状态噪声和观测噪声的情况下能有效完成再入机动弹头的制导,并使系统满足一定的约束条件.将此最优制导算法应用到某型再入弹头,通过计算机仿真验证了算法的正确性.