弹体滚速和舵机时间常数对炮弹制导精度的影响

通过建立滚转制导炮弹的动力学模型,分析了弹体滚转速度与舵机时间常数对于炮弹落点精度的影响.采用2对舵面控制俯仰与偏航运动的制导炮弹,它的舵系统输入指令为三角函数.随着滚速的提高和舵机时间常数的增大,舵系统的跟踪误差加大;在舵系统输入指令中适当增加相位超前角时,舵系统的跟踪精度显著提高,相位超前角约为弹体滚速和舵机时间常数的乘积.对包含舵指令转换方程和舵机动力学方程的制导炮弹动力学模型进行仿真.仿真结果表明,当弹体滚速为5 r/s,时间常数为0.01时,相位补偿前的落点误差为50.31 m;增加相位超前角2.5°,落点误差为5.14 m.说明选择与弹体滚速和时间常数相匹配的相位补偿角可大大提高制导炮弹的落点精度.该文分析结果可为炮弹滚转速度选择和舵机系统设计提供参考.     

制导炮弹姿态非线性模型预测控制仿真分析

为实现对某制导炮弹攻角、侧滑角和速度倾斜角指令的快速跟踪控制,应用具有解析控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制器.将制导炮弹控制器分成内、外两个回路来设计,通过外回路控制器将攻角、侧滑角和速度倾斜角指令转成弹体角速度指令,再由内回路控制器转成舵偏角指令.仿真分析了非线性模型预测控制参数(控制阶数和预测时域)对制导炮弹控制器的影响,得到其对控制效果影响的定性规律.仿真结果表明,合理选取控制阶数和预测时域组合,可使该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,基本实现无差控制.     

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。     

鸭舵控制防空制导炮弹导引方法

为提高防空炮弹的精确打击能力,该文以一类鸭舵控制的防空制导炮弹为对象,根据防空弹药的作战特点,对弹道预测导引法和修正比例导引法的应用进行了研究。基于三自由度有风质点弹道模型,提出了具有良好精度和较快计算速度的弹道预测解析模型及相应的剩余飞行时间估算公式,并分析了不同条件对预测模型精度的影响;根据炮弹当前位置和目标未来点间的位置偏差矢量,推导了修正比例导引的加速度指令。理论分析及仿真结果表明,两种导引方法在一定条件下均具有较好的控制效果;对于不同弹道控制量及不同有效射程,弹道预测导引法适用于防空炮弹的弹道末段,而修正比例导引法则适用于弹道初始段及中段,可满足控制精度和飞行稳定性的要求。     

鸭舵控制低旋尾翼弹有控弹道参数设计方法

为了提高鸭式布局制导炮弹的弹道控制性能,该文研究了一种通过匹配弹体稳态转速和攻角摆动频率以形成较大有效升力的有控弹道参数设计方法.给出了稳态转速的近似设计公式,提出一种精度较高的弹道法向诱导速度估算公式,并分析了其主要影响因素.仿真结果表明,采用该方法设计稳态转速与法向诱导速度,可在保持稳定飞行的前提下,有效提高制导炮弹的弹道控制能力,不同气动外形参数方案对应的诱导速度值相差可达25%.研究结果可为该类有控弹箭的弹道参数设计提供参考.     

基于FCMAC干扰观测器的飞行器非线性控制

为解决反馈线性化(FL)方法的控制性能过于依赖精确系统模型的问题,提出了一种自适应的非线性控制策略,并应用于升力式飞行器的控制器设计.利用模糊小脑模型神经网络(FCMAC)良好的非线性逼近能力和自学习能力,设计了基于FCMAC的干扰观测器,对模型的不确定性和干扰进行在线估计.其网络权值更新规则采用李亚普诺夫方法设计,保证了闭环系统跟踪误差和干扰观测误差的有界.6自由度仿真结果显示该控制方案可实现姿态角对制导指令的稳定、快速跟踪,具有良好的鲁棒性.     

滑翔增程弹滑翔弹道设计

在滑翔段上采用法向加速度等于零和升阻比最大两种方式进行滑翔弹道设计,导出俯仰舵偏角和平衡攻角的表达式,得到滑翔射程的一般关系式,分析了决定制导炮弹射程的主要因素.仿真结果表明,采用这两种方式设计的滑翔弹道各有特点,在工程实现中可以根据不同的使用要求和实际情况进行选择.     

自适应子空间预测控制器在多通道伺服系统中的应用

为了提高末制导段激光半主动制导武器的精确控制能力和误差修正能力,设计了一种自适应子空间预测控制器,并将其应用于激光半主动制导武器末制导段多通道伺服系统中。算法首先构造了变遗忘因子机制下过去与将来Hankel矩阵的无偏更新形式,基于此设计了自适应子空间预测控制器,并将其应用于多通道伺服系统姿态角速率反馈控制回路中,以精确跟踪角速率指令信号,实现对激光半主动制导武器末制导段的精确控制。仿真算例验证了算法的有效性。     

带鸭舵滑翔增程炮弹方案弹道研究

为了获得鸭式气动布局滑翔增程炮弹的最佳滑翔效果,研究了相应的滑翔策略及其方案弹道特性问题.通过动力学分析建立了滑翔增程炮弹的各飞行段的弹道模型.由数值分析得到采用最大升阻比的滑翔策略可获得最佳滑翔增程效果.采用该弹道模型和最大升阻比滑翔方案,分析了滑翔起控点、火炮射角参数等对滑翔方案弹道特性的影响,通过计算给出了滑翔增程弹方案弹道的轨迹曲线、飞行速度变化规律曲线、方案攻角曲线和方案舵偏角输出曲线.研究结果可为滑翔增程炮弹的弹道设计提供理论依据.     

基于密集度指标的舰炮制导弹道模式设计

炮弹的密集度指标是评价其弹道性能的最重要指标之一。本文采用Monte Carlo方法对舰炮末制导炮弹的密集度大小进行分析,之后基于密集度指标对制导弹道模式进行设计。     

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较. 仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.      

非圆截面结构抛撒稳定性数值模拟

为分析初始速度、初始偏转角与质心位置对非圆截面结构抛撒稳定性的影响,利用Fluent程序,对结构在抛撒过程中的质心轨迹与旋转角进行了数值研究. 结果表明:质心径向的最终旋转角随初始抛撒速度的增加呈负指数衰减;在不同结构攻角条件下,质心径向和轴向旋转角均随着初始轴向偏转角的增加而减小,且质心径向偏转角降低速率相对较慢;结构攻角的增加在加剧径向偏转量的同时,削减了轴向偏转量;结构初始攻角与径向的偏转对质心轴向旋转影响不明显.     

基于邻域最优控制的跟踪制导律设计

针对拦截临近空间高超声速飞行器的中制导过程,设计了一种基于邻域最优控制（NOC）的跟踪制导律.首先,采用高斯伪谱法离线设计得到满足终端约束与过程约束的标称最优弹道;其次,为了对标称弹道进行精确跟踪,将弹道满足的一阶最优性必要条件进行二阶变分,在标称弹道邻域内得到一条满足二阶最优的修正弹道;最后,应用间接高斯伪谱法,在离散的勒让德-高斯（LG）点上将转化后的两点边值问题离散为代数方程进行矩阵求逆运算,利用标称弹道数据求得反馈控制律.仿真结果表明,该方法能有效地消除跟踪误差,并且能够满足在线实施的要求.      

基于Simulink的某型激光末制导炮弹六自由度弹道仿真

目前用于激光末制导炮弹弹道模型的仿真都是通过语言编程实现。这种方法编程复杂、编程时间长,程序可读性和可调试性较差,且对编程人员要求较高。由mathworks公司设计的Similink仿真工具被广泛用于弹道计算和仿真并趋于成熟。本文建立了基于Simulink的某型激光末制导炮弹六自由度名义弹道仿真系统。仿真结果表明,仿真系统实现了对该型激光末制导炮弹六自由度弹道的正确仿真。     

分布式通信模式下的多导弹协同制导与控制律

针对基于分布式通信数据链的多枚侧滑转弯导弹采用领弹-从弹模式协同作战的问题,提出一种协同作战制导控制方法.假设领弹按照比例导引律攻击目标,设定领弹和从弹之间的通信拓扑并设领弹为唯一的根节点,将各导弹的弹目距离作为协调变量,在弹间通信拓扑固定和跳变的情况下,研究了能使各从弹的弹目距离与领弹的弹目距离达到协同一致的一致性协调策略,从而得到各从弹的期望弹目距离.基于反馈线性化方法,并考虑框架角等约束,推导了能够使从弹的实际弹目距离跟踪期望弹目距离的速度前置角指令.综合考虑侧滑转弯导弹的制导与控制问题,建立了其在水平面内运动的制导控制一体化模型,基于滑模动态面控制理论,设计了能够良好跟踪速度前置角指令的鲁棒控制器.仿真结果验证了所提出协同制导控制方法的有效性.      

漂浮基双臂空间机器人关节运动的模糊变结构滑模控制

讨论了载体姿态、位置均不受控制的双臂空间机器人系统的控制问题.利用拉格朗日方法并结合系统动量守恒关系,建立了双臂空间机器人系统的非线性动力学模型.以此为基础,对双臂空间机器人关节运动的控制问题作了研究.考虑到空间机器人系统结构的复杂性及其某些参数的变动性,根据具有较强鲁棒性的滑模变结构控制理论,设计了双臂空间机器人关节运动的滑模变结构控制方案;为了克服滑模变结构控制器抖振的缺点,附加设计了一个模糊控制器,以便根据系统的输出来动态调节滑模变结构控制器等速趋近率的系数,从而既确保了系统的快速响应而又消除了原有的抖振.系统数值仿真证明了该控制方案良好的控制效果.     

弹体斜侵彻多层间隔混凝土靶实验和数值模拟

为研究弹体侵彻多层间隔靶的弹道稳定性问题,设计了钢筋混凝土多层间隔靶,开展了弹体斜侵彻实验,通过高速摄影运动分析系统,得到了弹体侵彻多层靶过程的弹道变化参数.采用LS-DYNA软件,再现了弹体侵彻多层靶实验过程,得到的弹道变化参数与实验结果吻合较好,验证了本构模型的可靠性.同时,数值模拟研究了不同半锥角对尾裙弹体侵彻多层靶稳定性的影响规律,得到了弹道稳定的尾裙弹体最优半锥角.      

基于鸭式布局的有控弹药攻角运动仿真研究

为了研究鸭式布局有控弹药控制过程中攻角变化的动态过程,寻求合理的舵控方式,以一对鸭舵控制的炮弹为例,引入常用的舵控波形,建立了六自由度刚体有控弹道模型,研究了鸭舵控制对复攻角运动的影响,推导了简化的控制传递函数,用于分析各弹道特征点上气动参数变化带来的影响.数值计算和MATLAB建模仿真表明,采用最大周期平均力时鸭舵的控制效率最高,但也会引起攻角的强烈震荡,不适于弹药稳定性要求较高的情形.     

具有终端位置和角度约束的广义弹道成型制导律

针对导弹终端位置和角度约束制导问题,提出了基于剩余飞行时间控制权函数,采用Schwartz不等式推导了最优制导律,并在小角假设基础上将其表述为便于工程实现的广义弹道成型制导律.分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了无动力学滞后系统的量纲一制导指令和一阶动力学滞后系统的量纲一位置与角度脱靶量特性.最后,给出了包含可用过载限制的制导阶次设计方法.结果表明,该最优制导律不但能同时满足终端位置和角度需求,而且通过设计合理的制导阶次可减小末端需用过载,间接控制终端攻角.