脉冲直接力控制简易制导弹药命中精度研究

研究了基于弹体捷联激光四象限探测器体制下,利用脉冲力进行质心控制的弹道修正技术.通过外弹道模型的建立和数值仿真,研究了弹丸落角、脉冲发动机作用位置偏离质心距离、脉冲发动机工作宽度和总冲散布等因素对于弹道修正精度的影响,对比得出了影响弹丸修正精度的主要因素,为工程实现提供理论支持.     

导引头性能对拦截战术弹道导弹制导精度的影响

针对末制段采用直接碰撞动能杀伤技术的拦截弹拦截战术弹道导弹（TBM），分析了导引头分辨率、帧频和测量噪声等主要性能参数对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上，考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差，弹道修正发动机推力偏差和制导控制延迟因素，完成了导引头不同性能参数条件上拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算，根据对仿真结果的分析，给出了直接碰撞动能杀伤方式下的制导精度与导头性能参数之间的约束关系。     

基于速度预测的防空导弹中制导末段协同弹道规划方法

针对防空导弹中制导末段协同探测时间、空间、速度和角度的一致性弹道规划问题，提出一种基于速度预测的协同弹道规划方法。考虑攻角、弹道、气动间的相互耦合和拦截弹被动减速特性，借助半解析预测方法精准预报速度变化，将需用过载转化为升力系数约束，减少需处理的约束数量；在此基础上，通过弹道整形变量将多弹协同规划问题转化为非线性优化问题，解析生成参考轨迹，预报需用/可用过载；综合改进粒子群优化算法，采用自适应惯性权重和无效粒子再利用策略，提高粒子利用率的同时提升种群脱离局部最优解的概率，克服飞行散布和弹道偏差，快速规划满足终端时、空、角一致性约束的中制导协同弹道。数学仿真验证了中制导末段多约束协同弹道规划算法的有效性。     

基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正

弹丸飞行姿态角实时探测和脉冲力修正效能是基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正的两个关键技术。简要介绍了基于地磁探测的姿态角探测原理,根据带修正力的6自由度弹道模型,设计了均匀试验,通过回归分析得到了二维脉冲修正效能模型。仿真结果表明,该回归模型和实际值拟合的程度较好。最后给出了基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正具体实现方法。     

旋转弹弹道修正引信修正能力仿真研究

首先分析了舵修正引信可行性,之后通过舵修正时全弹受力分析,给出了合并舵后对应的全弹受力表达式.在研究舵工作时弹丸攻角方程的基础上,推导出舵工作时动力平衡攻角的表达式,结合该表达式和修正力分析,提出了修正力计算公式.并对某旋转稳定弹修正力能力进行了计算仿真,结果表明所选用的舵修正某弹,修正能力足够.     

大长径比远程弹箭的极限平面摆动及其抑制

为了寻求远程弹箭研制过程中出现的试验射程与计算射程相差较大的原因,分析了可能造成高空远程弹箭近弹的因素,引入数学中的奇点理论与振幅平面方程,重点研究了非旋转大长径比远程弹箭在非线性气动力作用下作极限平面摆动的机理及其抑制措施.结果表明:大攻角下产生的非线性气动力可使大长径比弹箭作极限平面摆动造成攻角长时间不衰减,导致弹箭的弹道阻力增大,减小射程.可以通过改变气动参数与发射初始扰动对其进行抑制.     

基于广义功原理弹道最优控制方法研究

针对弹道修正弹的弹道最优控制问题,结合弹道控制中脱靶量最小和能量损耗最小的双重准则推导出弹道修正最优控制策略,提出基于最优控制理论广义功原理解决该最优控制问题的新方法,得到了最优解,并给出仿真算例.算例的分析表明,在给定初始修正点和目标点条件下,得到的弹道修正最优控制量能够通过弹道修正执行机构在能量损耗最小的条件下,控制弹丸以最小的脱靶量击中目标位置.该最优控制结果为弹道修正执行机构的设计提供了理论依据.     

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。     

末段脉冲修正迫弹攻击区建模与仿真

为了确定采用激光半主动制导的末段脉冲修正迫弹的攻击区域,建立了导引头目标捕获域模型,分析了迫弹受到的脉冲控制力及控制力矩,推导出六自由度有控弹道方程组,给出了脉冲最大修正区域模型,并提出了攻击区建模和仿真的方法.利用上述模型对给定启控条件下的攻击区进行了仿真计算,得到了不同导引头参数及不同脉冲冲量作用下的攻击区域图.结果表明,提供的模型及仿真方法适用于该类弹箭攻击区的求解,对于导引头、脉冲发动机的设计也有一定的参考价值.     

高空气动特性对远程弹箭弹道的影响研究

为了考察远程弹箭高空条件下的弹道特性,推导了远程火箭在高空稀薄气体中的阻力系数表达式,对阻力系数在稀薄大气中随马赫数与攻角的变化进行了计算分析。提出在高空弹道计算中应考虑稀薄大气的影响,把整个弹道分成稠密段、过渡段和稀薄段三部分,全弹道的阻力系数与各段对应使用。仿真结果表明,稀薄气体中的阻力系数比稠密大气中的大,采用复合阻力系数进行弹道计算比完全采用稠密大气中的阻力系数计算更符合实际。     

固定鸭舵式二维弹道修正榴弹偏流特性分析

安装二维弹道修正引信后大口径榴弹的弹道特性发生了较大变化,偏流等弹道特性和修正控制机理的研究是面临的重要问题。针对该问题,基于双旋弹丸的攻角方程,通过无控和有控两种状态下动力平衡角和偏流解析表达式的推导,定性分析了偏流的影响因素,并采用系数冻结法给出了偏流的定量计算方法。通过分析有控状态下控制力项对动力平衡角和攻角变化的影响,研究了修正控制对偏流的影响规律。仿真结果表明,弹体转速、射角、飞行时间、固定鸭舵滚转角等是影响偏流的重要因素,所给出的偏流计算方法可较精确的计算偏流值。研究结果可应用于固定鸭舵式二维弹道修正榴弹的总体设计中,对该型弹丸的研究具有理论和工程意义。     

空空导弹高抛弹道复合制导律研究

为了提高中近程空空导弹的有效射程,针对导弹特点,提出高抛弹道复合制导律。该制导律在初制导中加入纵向预置抛射角以提高导弹弹道,中制导以修正最优比例导引对弹道倾角进行修正,使得导弹各项指标满足末制导比例导引的交班需求。经多种典型弹道仿真研究,该制导律能够有效增加导弹射程并完成多种机动目标的攻击。该制导律算法简单可行,可用于中近程空空导弹技术升级。     

探测器指标对制导精度的影响分析

阐述了脉冲力质心控制的特点和简易制导弹药的弹体追踪制导律原理,分析了探测器最小作用距离对脱靶量的影响。建立了探测器模型和脉冲力控制模型,通过六自由度弹道模型仿真,给出探测器不灵敏域大小对弹丸制导精度的影响。结果表明,减小探测器最小作用距离和优化探测器不灵敏域可以有效提高弹丸的命中精度。

Abstract：

The characteristic of impulse force control and the principle of body pursuit guidance law of simple guided projectiles were introduced,and the miss distance influenced by the minimum detecting range of photo-detector was analyzed. The models of the photo-detector and impulse force were established,according to the simulation of six degree trajectory model,the hit precision influenced by the non-sensitive area was proposed. The result shows that reducing the minimum detecting range and optimizing the non-sensitive area of photo-detector can improve the hit precision greatly.     

基于L_1自适应的过载驾驶仪设计与全弹道仿真

本文针对便携式自寻的反坦克导弹进行了基于L_1自适应控制理论的导弹过载自动驾驶仪设计与全弹道仿真验证.首先建立了面向L_1自适应控制的便携式自寻的反坦克导弹动力学数学模型,然后基于L_1自适应控制理论和增益调度思想,针对动力学参数时变特性设计了导弹过载自动驾驶仪,并进行了响应性能仿真验证,最后在导弹飞行速度时变情况下设计了一种改进的弹道成型制导律,并将L_1自适应过载自动驾驶仪和弹道成型制导律结合在一起,进行了便携式自寻的反坦克导弹全弹道仿真.研究表明,本文设计的过载自动驾驶仪能够在导弹动力学参数快速时变且存在不确定性的情况下很好地响应过载指令,所提出的弹道成型制导律能使导弹以大落角近距离攻击目标顶部,且满足系统框架角、攻角、过载等约束条件.     

固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究

针对高超声速飞行器投放任务要求,开展了固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究。根据三级固体火箭第三级飞行特点,提出一种基于纵向、侧向联合设计制导方法。纵向在高度时间剖面内生成名义轨迹,并完成跟踪制导律设计,实现终端高度、当地弹道倾角和攻角约束。侧向采用两次反向的修正交变姿态控制能量管理(alternate attitude control energy management, AEM),并通过预测校正相关参数,提高速度控制精度,实现侧向位移收敛。仿真结果表明,本方法可实现不同终端约束制导任务需求,具有在线自适应能力。     

自航发射鱼雷内弹道模型与仿真研究

基于对自航管内非常局限性边界条件下鱼雷受力的分析，建立了自航发射土雷的内弹道模型，采用试验的方法描述螺旋桨推力，根据鱼雷在变截面管内的不同运动阶段，引入控制体的概念对鱼雷附加流体阻力进行实时计算，进行了计算机仿真，通过与试验结果的比对，验证了内弹道数学模型的可信性。     

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点，因此需要一种精度高、适应性强耳较睿脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景，基于变结构控制理论设计了一种导引律，该导引律以可测量信息为基础，十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真，结果表明：所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律，尤其是在目标机动较大情况下，保证了脱靶量在米级以内；所设计的导引律在制导初期对误差进行修正，因而末端弹道更为平直，同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外，所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截，因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。     

导弹协同作战四维制导与控制一体化设计方法

为了使导弹能够在指定的时间跟踪理想轨迹到达指定点,从而满足多导弹协同突防和攻击的要求,提出一种鲁棒四维精确制导控制一体化设计方法。将导弹6自由度非线性模型进行简化,得到导弹四维精确制导与控制一体化设计模型。利用导弹质心与姿态运动固有的时标分离特性,设计了具有内外两回路结构的鲁棒控制器。将建模误差、参数摄动及外部干扰视作连续有界扰动,外回路基于自适应滑模控制理论设计了控制器,从而产生推力、攻角和侧滑角指令;内回路将扰动观测器技术和动态面控制理论相结合,得到了能够控制导弹准确跟踪外回路指令的执行机构偏转角。基于李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了内外回路的稳定性,并分析了控制精度与控制器参数之间的关系。最后,将控制方法应用于导弹6自由度非线性数值仿真模型,仿真结果验证了所设计的四维鲁棒精确制导控制方法的有效性。