质量矩控制导弹的建模与仿真研究

针对质量矩控制问题，建立了导弹的六自由度动力学数学模型，给出了移动质量块运动过程中施加给弹体力和力矩的计算公式。在MATLAB6．5／Simulink环境下，设计开发了六自由度导弹仿真系统，并且针对三轴稳定弹头和自旋弹头进行数值仿真，仿真结果验证了质量矩控制的有效性。     

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选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.     

简讯

美国发展ICBM和MX 美国将继续使洲际弹道导弹(ICBM)力量现代化,并将研制M-X。 1.美国ICBM力量包括:550枚三个多弹头分导再入飞行器(MIRV)的民兵Ⅲ导弹,450枚单弹头民兵Ⅱ导弹和54枚单弹头大力神导弹。到1985年止,1054枚ICBM将携载2154个弹头。 2.为提高精度和当量,将开始用MK12A再入飞行器和W78弹头改装300枚民兵Ⅲ导弹。再加上经过改进的NS-20制导设     

印度成功试射新型烈火导弹

印度国防部的官员称 ,从东海岸靶场发射的烈火导弹试射完全达到预期目标。据称烈火导弹能够携带 10 0 0ｋｇ的核战斗部 ,使用灵活 ,可以从机动发射装置上发射 ,不易被探测。印军的大地Ⅰ和大地Ⅱ地对地导弹的射程相应为 15 0ｋｍ和 2 5 0ｋｍ ,现已服役。而射程分别为 2 5 0 0ｋｍ和 30 0 0ｋｍ的烈火Ⅰ和烈火Ⅱ型导弹已进入批生产。新型烈火可能是烈火Ⅱ的改型 ,其第一级比烈火Ⅰ的小。弹长 14 3ｍ ,弹径 1 0ｍ ,发射质量为 1180 0ｋｇ。导弹由单级固体火箭发动机和可分离的弹头构成。包含弹头在内的再入飞行器长 3 8ｍ重 10 0 0ｋｇ。再入…     

质量矩控制技术的机理分析及方程简化研究

针对质量矩控制技术的动力学问题,提出了质量矩控制导弹的动力学模型,通过对导弹各参数的理论和数值计算分析,对影响导弹快速响应的主要因素在不同的条件下进行研究,分析了质量矩控制方法迅速改变弹体姿态的能力;在自旋速度满足一定的条件下通过对模型参数的摄动分析,得到质量矩控制导弹的简化动力学模型,仿真分析表明该模型是非线性控制系统分析、设计的基础。     

再入大气层弹道导弹弹头及其伴随重诱饵的红外辐射特性

再入大气层弹道导弹弹头及其伴随重诱饵的红外辐射特性是识别弹头和诱饵的重要特征,在反突防中具有十分重要的意义.本文介绍了一种计算再入大气层弹道导弹弹头及其伴随重诱饵红外辐射特性的计算方法,并以实际的弹头和诱饵为例,计算了在再入段飞行高度分别为80km,60km,40km和20km时它们的红外辐射波谱.     

一种等β值再入大气层弹道导弹弹头伴随重诱饵的设计方法

本文从再入大气层弹道导弹弹头运动的解析解着手，找出了在再入点参数一定的情况下，决定弹头运动状态的唯一因素是弹头的弹道系数。为此，本文提出了一种设计弹头伴随重诱饵的方法。按此方法设计诱饵，可使得在整个再入段，诱饵即使不带小型发动机调整姿态，也能保持与弹头相同的运动状态，以此达到掩护弹头突防的目的。     

MX导弹电子设备完全可靠的途径

预计MX导弹于1986年将具有初步作战能力,现已进入全尺寸工程研制阶段。 在整个四级的MX导弹内,制导和控制部分总共有4500块中规模数字和线性集成电路。从导弹发射到释放分导多弹头,这些电路能自主地完成下列任务:助推级间分离,引导导弹飞向初始目标点,然后飞向其它目标点,直到全部弹头都进入其弹道为止。弹上只有一个惯性导航系统和一个将导弹导至弹头精确释放窗口的计算机。制导和控制装置 图2为MX导弹主要电子设备分系统部     

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。     

导弹目标的FDTD建模与RCS计算

导弹弹头对后向散射有明显的影响。FDTD建模时 ,为了更精确的模拟弹头的外形轮廓 ,采有超椭球(Superspheriod)几何体来模拟导弹弹头的雷达罩。通过调整超椭球体方程中ν因子值的大小能够得到不同形状弹头的外形轮廓 ,其中当ν取 1 381时可近似为传统的VonKarman雷达罩。该超椭球方程推导简单且能够模拟大多数传统雷达罩的形状。最后 ,给出了用FDTD方法计算两种导弹弹头模型的后向散射和侧向散射。结果表明 ,采用一定参数下的超椭球几何体弹头比球冠状弹头有效的减小后面RCS。     

基于GA优化的质量矩拦截弹模糊滑模姿态控制

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法,与广泛应用的空气动力控制相比,可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题,而且,可以提高飞行器的机动性、敏捷性和制导控制精度。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理的简化,得到一个耦合的非线性动力学系统,利用滑模控制设计了拦截弹飞行时的姿态控制系统,提出采用模糊逻辑算法抑制系统抖振的同时,把控制系统的多个设计目标转化为不等式约束,采用遗传算法优化控制参数,控制系统性能满足设计要求。仿真结果验证了这种方法的有效性。     

基于模糊PID的直/气复合再入控制方法研究

升力式高超声速再入飞行器气动力、气动热耦合环境复杂,不确定性和干扰较大,一般采用直接力/气动力的复合控制方式。针对飞行环境特点和不同控制机理构成的复合控制模式,提出了一种基于模糊PID的直接力/气动力复合控制方法,该方法通过对气动力控制与直接力控制两个子系统分别设计模糊PID控制器,并设计了一种复合控制方案。最后针对某型升力式高超声速再入飞行器的纵向姿态复合控制进行了仿真验证,仿真中综合考虑了气动参数的误差、测量误差、大气干扰与大气环境的不确定性。仿真结果表明,所设计的模糊PID控制器较传统的PID控制器具有更好的控制性能,更强的鲁棒性和自适应能力。     

近空间飞行器飞/推一体化模糊自适应广义预测控制

近空间飞行器(near-space vehicle,NSV)的飞行包络很大,特别在高超声速飞行过程中,系统将具有强烈的非线性和快速时变性.而且,由于机体和发动机高度一体化,气动和推进系统具有很强的耦合特性,这些都对控制器的设计提出了很大的挑战.考虑到NSV爬升和巡航的任务要求,首先分析了近空间飞行器的气动结构和动力配置...     

直接力导弹的模型参考自适应滑模控制器设计

针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于参考模型的自适应滑模控制方案.该设计方法针对系统所存在的不确定性,在滑模控制中引入了自适应参数调节律和模糊控制规则,采用自适应律逼近模型摄动和外界干扰的上界,采用模糊调节律有效减弱了一般变结构控制系统的抖颤问题,既进一步增强了系统的鲁棒性,又提高了自适应参数收敛过程中的跟踪精度.仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计.     

导弹追逃博弈微分对策建模与求解

针对导弹攻防对抗过程中拦截器追击具备较强机动能力弹头的追逃问题,建立了双方追逃微分对策模型并给出求解方法.一是给出导弹追逃质点动力学模型;二是基于微分对策理论,建立了导弹攻防对抗微分对策模型,模型以推力角为控制变量,高度,速度和经度角为状态变量,并考虑了地球重力和自转的影响;三是针对模型获得解析解的困难,给出高精度四阶Gauss-Lobatto多项式配点法来逼近非线性方程,通过离散化节点和配点上的状态量和控制量将微分方程组转换为代数约束;四是为采用配点法求解模型,给出了将双边最优对策问题转化为单边最优对策问题的具体方法.最后实例分析对本文研究进行了仿真验证.     

高超音速飞机模型的仿真研究

为了掌握高超音速飞机复杂的动态特性,提出了一种研究高超音速飞机模型的新方法.该方法采用MATLAB插值函数和S函数分别估算和建立高超音速飞机的气动参数及其六自由度的微分方程组,并在不同高度和速度下计算飞行的平衡点,然后通过比较平衡条件与约束条件,近似得到了整个飞行过程的飞行包线.仿真研究表明,该方法适合用在高超音速飞机模型上,仿真结果与期望要求相符合.     

高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。     

高超声速伸缩式变形飞行器再入轨迹快速优化

针对高超声速变形飞行器再入轨迹优化问题, 研究了一种基于改进高斯伪谱法(Gauss pseudospectral method, GPM)的快速优化方法。首先,针对一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器, 建立了将展长变形量扩展成为控制变量的再入轨迹优化模型。其次, 采用GPM将轨迹优化问题转化为非线性规划(nonlinear programming, NLP)问题, 并基于NLP偏导数的稀疏性推导目标函数梯度和约束Jacobian矩阵的高效计算方法。最后, 优化求解了变形飞行器的最大横向航程、再入可达区、最大终端速度和最小飞行时间。仿真结果表明, 推导的梯度计算方法可有效提高优化求解效率, 变形飞行器相对于固定外形飞行器的性能更加优越, 最大横向航程、可达区覆盖范围、最大终端速度和最小飞行时间等指标均有显著提升。