靶区大气环境对再入体落点精度影响仿真研究

利用美国Cape Canaveral靶场近十年气象观测统计资料,建立靶区大气环境逐月蒙特卡洛样本集,在其基础上,利用Matlab/Simulink/RTW仿真工具,针对欧洲EXPERT/REV再入体,建立非线性六自由度飞行仿真模型,并对其落点参数进行了逐月蒙特卡洛仿真研究.统计结果表明,对于弹道式再入体,Cape Canaveral靶区大气静态参数变化和风场扰动所导致的落点散布随季节有较大变化,其中风场扰动的影响起主要作用.     

克服再入体通讯中断的新方法

一、回顾与展望 本文根据公开文献中有关再入通讯问题的现状,提出了克服再入体通讯中断的展望。再入体通讯中断,即再入等离子鞘问题的研究已有近三十年的历史。 再入体通讯问题与空间科学、航空与航     

载人深空飞行返回再入模式仿真研究

建立了用于研究载人深空飞行返回再入模式问题的平面动力学模型,进行了基于弹道式和半弹道式模式再入的轨道仿真,分析比较了相同参数条件下两种再入模式的轨道动力学仿真结果,得出了载人深空飞行返回应采用半弹道式模式再入的结论,为进一步研究载人深空飞行返回再入策略和轨道优化设计提供了条件.     

导弹释放舱的精度检验

再入体在分离释放时产生的速度变化和偏移角速率可当作整个导弹误差预估值的一部分。本文提出一种利用有限的飞行数据来检验再入体释放精度要求的方法。文中扼要地说明了点估计法,使用这种方法可从飞行试验数据求得速度变化和偏移角速率的单个样本估计量。除此还集中地讨论假设检验法。假设检验法是在综合各种现行统计法的基础发展起来的,专用于对各种要求的检验问题。     

一种新型升力体再入智能BTT控制方法研究

针对再入机动升力采用BTT控制方法可以提高升力体的机动能力,提出了一种新型的升力体再入体智能BTT控制方法.首先采用基于拟人智能控制方法设计出控制系统的控制律,然后在此基础上,研究基于神经网络的滑膜控制方法设计鲁棒补偿器以增强控制系统的鲁棒性.通过仿真分析,验证了该方法的有效性.     

空天飞机再入GNC一体化建模与仿真方法

集建模、制导控制律设计与数学仿真分析于一体的建模与仿真平台是进行空天飞机再入制导导航与控制系统(Guidance,Navigation and Control,GNC)研究的有效手段。提出一种基于Matlab平台和STK软件的空天飞机再入GNC一体化建模与仿真平台方案。基于Matlab平台进行二次开发,建立空天飞机建模工具,开发制导控制律辅助设计工具和数学仿真程序,利用STK软件进行结果的可视化仿真,为空天飞机再入GNC系统研究提供有效的建模、设计与仿真分析工具。     

潜射导弹运载器分离体散布范围分析

由于潜射导弹运载器在进行弹器分离后分离体下沉弹道的散布主要受到其分离后初始运动学参数散布的影响，在建立了基于MATLAB／Simulink的潜射导弹运载器分离体下沉过程的动力学模型，采用了基于“蒙特卡罗-复合形法”的优化策略，在运载器分离体下沉弹道计算的基础上，对下沉弹道的某些弹道指标进行了优化计算，确定了分离体下沉过程中随时间变化的极限范围，对于工程上解决分离体砸艇问题提供了一定的理论依据。     

探月返回飞船再入飞行全数字仿真系统设计

探月返回飞船再入过程是整个探月任务的关键环节。为了给再入任务提供设计参考和验证手段,设计了一套全数字的再入飞行仿真系统。首先,建立了飞船再入6自由度动力学模型,设计了导航制导控制系统,构建了推力器模型;然后,设计了集成所有运行模块的仿真系统框架;最后,设计了满足功能需求的再入飞行仿真的运行流程。基于蒙特卡罗打靶技术,该仿真系统能够对再入轨迹特性进行分析,并能够验证测试导航制导控制系统和气动构型设计。对某探月返回飞船再入的蒙特卡罗打靶仿真验证了仿真系统的功能和有效性。     

基于伪谱方法的自适应鲁棒实时再入制导律研究

为了提高飞行器再入制导的鲁棒性和自适应性,将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题.在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒陛.在气动参数模型存在较大误差的情况下,依然能够取得较高的再入制导精度.它不需要显示增益调度和积分,并且在不同情况下控制结构和参数无需改变.     

旋转有翼飞行器的散布模型

本文首先参考文献[3,4]建立了旋转有翼飞行器的基本运动模型。然后参考[1,2]建立了旋转有翼飞行器的散布模型。与一般散布模型相比,本模型有两个主要特点,即精确性和通用性。所谓通用性是指本模型将有旋和无旋有翼飞行器的散布、偏差、理论刚体运动,乃至理论质点运动问题都统一在本模型之中。 本模型适用于求解陆基发射的飞行器的散布问题,特别适用于求解旋转有翼飞行器的散布问题。     

基于遗传算法的RLV再入轨迹优化设计

飞行器再入轨迹优化是一类最优控制问题。传统的优化方法存在初始值敏感问题。利用小生境技术和精英方法改进适应值共享拥挤遗传算法,并将其用于RLV再入轨迹优化设计。以终端时间固定的空间最小控制能量再入轨迹和终端时间自由的平面最小热载再入轨迹为例,详细讨论了遗传算法用于再入轨迹优化设计所需要解决的一些关键问题。仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到全局最优解,对初始猜测值不敏感,能够方便用于RLV的再入轨迹方案选择和优化设计。     

基于模型预测控制的跳跃式再入制导算法研究

针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种快速的再入制导算法,该算法基于模型预测控制（model predictive control,MPC）理论和近似动态规划（approximate dynamic programming,ADP）技术,将再入制导问题转化为两点边值问题,然后采用高斯伪谱法（Gauss pseudospectral method,GPM）求解该问题,实现快速制导计算。同时为了达到制导精度和制导效率的综合最优,提出了一种数值预报校正（numerical predictor-cor-rector,NPC）制导算法和快速再入制导算法融合的分段混合制导策略,该策略能对快速制导算法带来的制导偏差进行及时的修正,从而保证制导精度。蒙特卡罗仿真实验表明,与传统的数值预报校正制导算法相比,快速混合制导算法不仅能保证较高的制导精度,而且大幅减少了平均制导计算耗时,具有极大的在线应用潜力。     

临近空间飞行器再入制导可视化仿真

在临近空间飞行器再入制导系统研制过程中,需要通过可视化仿真对飞行器再入制导系统进行验证、分析及演示。给出再入飞行的假设条件,建立飞行器再入质心动力学及运动学模型。在此基础上,给出一种基于Matlab与卫星仿真工具包(Satellite Tool Kit-STK)交互的再入制导可视化仿真方案,给出再入飞行数据的输入格式定义。针对给定的临近空间飞行器及假定的再入任务,对再入制导进行可视化仿真,得到相应的可视化仿真结果,对结果进行说明。     

基于扰动大气模型的乘波构型飞行器再入弹道仿真

作者在半速度坐标系建立临近空间乘波构型再入飞行器质心动力学方程,将地球扰动大气模型应用于飞行器再入弹道分析,讨论了再入点运动参数和飞行器设计参数对标准弹道的影响,完成了不同大气模型对飞行器再入弹道射程、高度、过载、热流特性影响的对比分析。仿真结果表明：大气模型的变化对临近空间乘波构型飞行器再入弹道终点高度、最大过载、最大热流、总吸热量等参数影响明显,飞行器总体、结构、热防护、导航、制导与控制等系统设计必须考虑大气参数变化的影响。     

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.     

垂直发射武器与舰炮武器火力交叉的判断

针对现代水面舰艇舰载武器的发展趋势以及垂直发射武器的外弹道散布特性,研究解决垂直发射武器系统与舰炮武器系统之间火力交叉的判断求解问题。描述了垂直发射武器弹道散布体模型。在导弹的垂直上升段借鉴舰炮武器火力交叉判断模型进行判断;在转弯段利用迭代法求解理想弹道与舰炮瞄准轴线最短距离,并判断是否发生火力交叉。     

利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹

为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解。通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者。此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。     

捷联惯性控制器半实物仿真

介绍了多机、多任务、实时再入飞行器捷联惯性控制器半实物仿真测试平台的构建,以及相关的建模与仿真技术,其中包括飞行力学环境建模与再入飞行轨迹参数的生成、捷联惯性传感器建模与输出信息模拟、半实物仿真系统实时调度算法。通过仿真实验在此平台上实现了对再入飞行器捷联惯性控制器的性能测试与检验,为再入飞行器捷联惯性控制器的研制提供了技术支持。     

LoADS的新防御方案及其要解决的问题

陆军正在研究LoADS防御单元的新方案。根据新方案,LoADS将配备三枚装核弹头的拦截导弹,原方案配备两枚,这是在苏联对所部署的4,600个MX掩体中的每个掩体发射一个再入飞行器进行攻击的情况下保护防御单元和MX导弹所必须的。虽然新加的一枚拦截导弹的用途尚不清楚,但是,装有三枚拦截导弹的防御单元或许能对付两个再入飞行器对一个掩体的攻击,其理由是不必保护发射完毕的防御单元免受第二个再入飞行器的攻击。 LoADS的拦截导弹和雷达预定在1982财年进行设计审查,这种拦截导弹的大小约为卫兵斯普林特短程导弹的二分之一,而雷     

再入飞行器的捷联制导工具误差分段补偿研究

针对再入飞行器的捷联惯性仪表误差模型不能满足“天地一致性”,导致了在地面试验环境下标定的仪表误差模型不是真实飞行环境下的误差模型。提出了按照再入飞行器的纵向过载变化大小对惯性仪表误差进行分段辨识和分段补偿的方法,以提高再入飞行器的制导精度。最后通过计算机仿真试验验证了此方法的正确性,为实际应用提供了理论依据。