关于火箭自主式制导和控制的发展

引言 按照今天的定义,“导航”是确定飞行器在初始条件下及飞行过程中的状态,“制导”是选择使飞行器从瞬时状态达到要求状态的机动程序,“控制”是执行制导所要求的机动。在火箭技术发展的早年,还没有这些定     

基于World Wind的RNP飞行程序三维可视化仿真

针对所需导航性能(RNP)飞行程序的虚拟现实验证问题,结合RNP飞行程序的特点重点解析了航线及RNP隧道的结构和计算方法。利用World Wind三维地理信息系统的二次开发功能,提出了一种RNP飞行程序三维可视化及模拟飞行的方法,实现了高分辨率地理环境下飞行航迹、包容区隧道的三维可视化及动态的模拟飞行。最后利用该方法对典型的RNP飞行程序进行了仿真,结果表明该方法能够方便快速地完成RNP飞行程序三维仿真,可用于RNP飞行程序的设计及验证。     

固体火箭主动段终端多约束能量管理制导方法

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条件；后期飞行通过姿态交变机动的闭路能量管理制导方法,耗散多余能量控制飞行速度,达到了满足终端速度、高度、倾角等多约束条件的火箭不同高度入轨。仿真结果表明,该能量管理制导方法有效可行且在不同轨道运载任务中具有较好的适用性。     

防空导弹抗击巡航导弹仿真

以防空导弹抗击巡航导弹为背景,根据防空导弹控制系统原理、防空导弹飞行动力学和运动学特性、防空导弹总体设计参数,建立了防空导弹武器系统的闭环数学模型,并选择相应的满足精度的算法,研究开发了便于演示和操作的防空导弹飞行弹道仿真平台。根据仿真平台计算输出的数据判断该防空导弹是否成功拦截了目标,通过对多组数据的比较研究得出一定条件下的发射区和最佳发射斜距,并对各种环境因素可能造成的影响进行了分析。     

复合材料火箭定向器有限元法数值仿真

以某复合材料火箭定向器为对象,分别建立了3mm,3.5mm,4mm三种壁厚的定向器和火箭的有限元模型进行分析,计算了火箭在定向器内运行的全过程,得到了复合材料定向器的一些有价值的计算数据曲线。数值计算结果与实际数据对比显示,最大偏差不到14%,证明仿真结果是可信的,综合比较,4mm壁厚的定向器是最佳选择。研究表明,用复合材料制成的火箭定向器完全能够满足工程需要。     

简易控制远程多管火箭密集度仿真

简易控制远程多管火箭密集度仿真是提高射击密集度和减少简易制导多管火箭试验用弹量的重要手段。从武器系统弹、炮、药、环境一体化的角度,对多管火箭飞行动力学和简易控制理论进行了深入的理论和试验研究。建立了简易控制火箭弹动力学模型和考虑简易控制的火箭弹道方程。应用发射动力学和多体系统传递矩阵法,编制了简易控制多管火箭随机发射与飞行动力学仿真软件,形成了简易控制多管火箭系统密集度仿真技术。实例对某远程简易制导多管火箭密集度进行了数值仿真,仿真结果得到了试验验证。     

载人飞行器在轨视景仿真图像抖动研究

在航天员训练用的飞行程序训练模拟器视景仿真中,为了获得较好的视景图像效果,往往需要使用GPU进行视景仿真计算,然而载人飞行器在轨飞行时,飞行器相对地球惯性坐标系位置数据值大,已超出单精度GPU有效表达范围,导致视景图像抖动.详细分析视景图像抖动产生的原因,给出消除图像抖动的仿真方法,并提出评估图像抖动大小的计算方法.最后,以计算用例对比该计算方法与观察实际仿真图像效果,证实了该计算方法的有效性.该计算用例同时验证了消除图像抖动仿真方法的合理性和有效性.     

中国改进CZ-2/3火箭助推器,要在国际商业运载市场上竞争

中国已经改进了它的大力神型CZ-2和CZ-3火箭助推器,即增加了大尾翼并改善了火箭发动机和电子设备,从而使飞行器得到更好的飞行控制和具有更高的可靠性。他们希望它能在国际商业运载市场上有竞争力。 CZ-2/3系列已经运载了中国16颗卫星中的14颗,但它们是在空间飞行器接近飞行     

基于PC的飞行模拟器中面向对象的空气动力学模型

飞机的空气动力学模型是飞行模拟器仿真软件中非常重要的组成部分,它直接反映了被仿真飞机的气动特性.由于该模型中包含众多的气动数据和复杂的数据处理过程,所以高效的实现此模型的功能是开发高逼真度飞行模拟器项目的关键.考虑到基于面向对象C 语言的特点和MATLAB快速实现实时仿真应用的优势,我们实现了空气动力学模型的编制并将其成功应用于自行开发的基于PC的飞行模拟器中.此方法增加了程序的结构性和可移植性,使其便于维护并可以适用于不同的机型,同时也为下一步制定模拟机软件框架积累了经验.     

基于VEGA PRIME的集束火箭仿真训练系统的研究

介绍了基于Vega Prime的集束火箭视景仿真训练系统的软硬件平台及开发该系统所用到的关键技术。在所用到的关键技术中,详细介绍了在MFC框架下开发基于Vega Prime的视景驱动程序的方法,并给出了相关程序代码;阐述了激光随动系统的工作原理及如何实现集束火箭单发和连发火箭弹的飞行,给出了碰撞检测方法和爆炸特效的制作方法,介绍了训练参数的设置方法以及模拟训练考评系统的工作原理。     

遗传算法在导弹飞行程序设计中的应用研究

基于弹道导弹飞行程序设计关系到导弹技术性能发挥的优劣,是一个多目标、多约束、非线性复杂系统的最优化问题,提出使用遗传算法设计导弹飞行程序的方法.仿真表明,所设计的飞行程序较以往设计方法具有射程更大、能量更省、精度更高的优点.     

结冰对飞机飞行动力学特性影响的仿真研究

采用一种计算飞机结冰后气动系数和气动导数的工程方法,引入几个结冰参数,建立结冰后飞机飞行动力学模型。根据这些参数计算了飞机结冰后阻力系数以及典型气动导数的变化,并计算了结冰前后飞机的飞行包线;同时对结冰前后飞机的纵向、横侧动稳定性以及升降舵、副翼和方向舵阶跃操纵响应进行仿真计算。这种方法除了简单、物理概念明显、耗费少之外,采取将外界结冰条件与飞机本体分开处理的思路,具有广泛的适应性。结冰参数值随时间变化,可为实时监控结冰影响提供数据。     

HLA架构下数值仿真与视景仿真集成方法的研究

以国产CZ系列运载火箭为研究对象,开发了基于HLA体系架构的全数字飞行仿真系统.通过建立运载火箭控制系统的数值仿真模型,围绕"模型实时驱动"这一核心功能设计了运载火箭全数字飞行仿真系统的框架结构并对其实现方法进行了描述,开发了Matlab-RTI中间件和OGRE- RTI适配器,较好地解决了数值仿真与视景仿真在HLA体系中的集成并保证了系统的实时性.应用集成方法完成的火箭飞行仿真系统已应用于西昌卫星发射中心的测发训练中,取得了较好的应用效果.     

弹底引信燃气动力保险开关的启动特性

新型燃气动力保险开关用于弹底引信,该机构利用火箭弹发动机燃气压力实现电子延期保险的接电。首先建立了开关的气体动力学模型,用VisualBasic编写了数值仿真程序,计算得到火箭内弹道阶段开关内部气体状态变化和活塞的运动过程,并分析了关键结构参数的影响情况。该火箭弹的保险开关接电过程时间小于0.72ms,高低温条件下的差异小,不足以影响武器系统性能。该机构可作为火箭、导弹武器一种可靠的保险件。     

全系统网络延迟分析方法

针对飞行仿真系统实时性要求高的特点,构建了以以太网、实时反射内存网及现场总线技术等多种技术为主的飞行仿真系统分布式网络结构。分析了影响系统延迟的因素及其改进的方法,提出并建立了以太网、实时反射内存网及现场总线技术的延迟计算的数学模型,并提出了一种综合估算全系统时间延迟的方法。这些方法在相关的产品研发中得以运用并取得很好的实时性效果。     

某飞行器级间分离气动力/约束力/飞力综合建模与仿真

飞行力学模块、约束力模块和气动力模块是构成飞行器级间分离建模仿真的三个主要部分。这三个部分相互耦合,给求解带来困难。为解决这类仿真问题,提出一种综合建模方法。该方法包括:飞行力学运动方程;CFE(Constraint Force Equation)方法求解约束力;CFD(Computational Fluid Dynamics)方法求解气动力和碰撞分析。其中,气动力模块计算得到气动载荷,输入到约束力的计算中;约束力模块得到的飞行器速度和角速度输入到飞行力学模块,经积分得到位置和姿态信息;而这些速度、位置和姿态信息又反馈到气动力模块中,构成一个回路。碰撞分析模块用来计算仿真终值条件。     

程序属性的UniNet描述

在传统建模方法中,程序操作和程序自我控制相脱离,使得程序的计算与并行特性不能形成完整的一致性的描述,因此形成的规范都只是从某一个角度来刻画了程序.为克服这些不足,本文在揭示程序状态与操作,操作与控制共存的事实的基础上,采用UniNet独特的描述方法来完整而全面地刻画程序.     

基于机动动作类型识别的飞行员飞行训练质量自动评估方法

飞行训练质量评估是飞行员日常飞行训练的重要组成部分，针对传统飞行训练质量评估方法评估效率低、主观性强等问题，提出了一种基于机动动作识别的自动评估方法。首先，通过构建采用多尺度特征提取的深度残差网络(multi-scale feature extraction deep residual network, MSDRN),实现了战术机动动作的准确识别，克服了传统机动动作识别方法识别准确度低的问题。然后，针对不同类型的战术机动动作，构建了飞行质量评估指标体系，在具体评估时，根据动作识别结果自动选择评估指标，并采用基于博弈论的组合赋权法计算并获得评估结果，由此构建了基于机动动作类型识别的飞行员飞行训练质量自动评估方法。所构建的动作识别方法相较于利用传统的一维卷积神经网络(one-dimensional convolutional neural network, 1D-CNN)、残差神经网络(residual neural network, ResNet)构建的分类器，识别准确度分别提升了16.2%和3.5%,识别计算时间相比ResNet缩短了23.9%。所提出的整个飞行训练质量自动评估方法摆脱...     

基于鲁棒观测器结构的直升机飞控系统设计

针对直升机复杂的动力学特性和日益严格的操纵品质要求,应用二自由度H∞回路成形法设计了直升机鲁棒飞行控制系统。该方法有效地将定量操纵品质指标结合到设计中,使控制系统能同时满足性能及稳定鲁棒性的要求,而且还具有明确的观测器加状态反馈控制结构,便于进行增益调节以实现大飞行包线控制。最后以某型直升机为设计对象,在典型的飞行状态点各自设计了鲁棒控制器,并进行了大飞行包线仿真验证,取得了满意的仿真结果,证明了该方法的有效性。     

弹道修正引信修正弹道视景仿真系统

针对在弹道修正引信研制过程中靶场试验成本高、周期长的不足，研制了弹道修正引信修正弹道视景仿真系统。该系统以火箭增程迫弹为研究背景，建立了火箭增程迫弹的6D弹道模型，利用蒙特卡洛法在引起弹丸落点散布的误差源上加上随机误差，运用龙格．库塔法不断解算弹道，再由基于STK的视景仿真子系统形象地给出弹丸飞行过程。结果表明，该系统仿真结果能较好地和实际靶场试验结果吻合，又能形象逼真地显示弹丸飞行过程。