炮弹末端制导控制规律的研究

本文讨论了炮弹末端制导的反馈控制的控制算法问题。本文中给出了比例导引法和最佳控制的控制算法进行数学模拟的方法和采用的源程序。指出了这两种控制算法的特点和区别,讨论了其在炮弹末端制导上的应用问题。     

一对鸭舵控制的炮弹角运动特性及其影响因素

为了给鸭式布局炮弹的气动外形及弹道参数设计提供依据,研究了该类炮弹在一对鸭舵控制下的角运动特性.建立了鸭舵控制弹道模型,对一般炮弹角运动方程给出了鸭舵瞬时作用下的特解.通过仿真计算,分析了舵面偏转瞬时的攻角过渡过程及其影响因素,研究了弹体转速等对攻角特性的影响.结果表明,不同鸭舵气动外形参数对应的攻角过渡过程差异较大;弹体转速及最大飞行斜距对炮弹飞行稳定性的影响较为显著;当弹丸速度很大时,质心控制方位对最大攻角幅值的影响较小.     

制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究

为了获得滑翔增程制导炮弹的最优滑翔方案弹道,利用庞特里亚金极小值原理建立了制导炮弹在纵向平面内的最优滑翔飞行运动方程。研究了最优滑翔弹道的解法,并对制导炮弹滑翔飞行的最优控制参数进行了设计。结果表明,优化得到的升力控制系数能够保证该弹的飞行水平距离最远,且最优升力控制系数在1附近变化,并最终趋近1。     

炮弹与导弹的综合体——制导炮弹

制导炮弹，可以说是炮弹与导弹的综合体，综合了炮弹与导弹的优点：它既像普通炮弹那样由火炮发射，又能像导弹那样捕捉目标，却不需配置导弹那样的发动机装置。其寻的弹头是炮弹的“眼睛”，当炮弹飞临目标上空时，会自动寻找攻击目标；其电子设备犹如炮弹的“大脑”，能使炮弹准确地跟踪目标并击中目标。制导炮弹的产生带来了一次革命，它使以往只能进行面射的榴弹炮、火箭炮、迫击炮等，有了对点目标实施远距离精确打击的可能。目前，制导炮弹以法国和瑞典正在联合研制的１５５“博尼斯”为典型代表。今后，随着信息技术的进步，将会使制…     

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.     

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.     

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。     

简易制导火箭弹鸭舵气动特性对弹道的影响

为研究基于鸭舵执行机构的简易制导火箭弹的控制规律,在以某制式火箭弹风洞实验值验证所建模型正确的基础上,利用MATLAB对其气动特性进行工程计算,利用ANSYS进行数值计算,得到火箭弹的气动力系数。在标准气象条件下,原方案射程为10 107 m,增加鸭舵动作后,方案射程减少到10 019 m。伸缩式鸭舵气动特性对方案弹道的影响较大。     

末制导炮弹姿态更新算法研究

对末制导炮弹姿态更新算法进行了研究,建立了捷联惯性导航系统(SINS)的姿态解算数学模型.采用等效旋转矢量法,利用末制导炮弹的一条弹道数据进行仿真研究,并与四元数四阶龙格库塔法进行了比较.结果表明,在该类实例下等效旋转矢量法仍然适用,而且由于克服了刚体转动的不可交换性误差,与四元数四阶龙格库塔法相比,在姿态更新周期及采样周期相同的情况下,其计算精度都相对较高.     

激光半主动末制导炮弹捕获概率研究

为了分析激光半主动末制导炮弹的捕获概率,建立了含有简易惯性制导段的末制导炮弹飞行仿真模型以及判断末制导炮弹捕获目标的标准.研究了末制导炮弹全弹道的干扰因素及其对末制导炮弹纵向和横向散布的影响.利用蒙特卡洛法计算出激光半主动末制导炮弹捕获目标的概率.提出了提高捕获概率的改进策略,并通过仿真得到验证.结果表明,这种改进策略提高了末制导炮弹的捕获概率.     

舰载制导炮弹三点法弹道仿真

在分析实战态势的情况下,建立了相关坐标系,给出了仿真所用的主要数学模型.基于基本作战流程,对仿真流程进行了详细的描述.在给定条件下,利用Visual C 和Matlab编程工具对三点法导引弹道进行了仿真,并分析了仿真结果,验证了模型的正确性.最后指出了仿真有待深入的部分和战术应用前景.     

虚拟仪器技术在末制导炮弹检测中的应用

介绍了由虚拟仪器构成的末制导炮弹控制舱检测系统,分析了末制导炮弹控制舱的激励信号与响应信号的特点,论述了系统的硬件和软件结构。该系统能够向末制导炮弹控制舱提供模拟光电激励,并得到响应信号。通过将响应信号与标准信号进行对比分析,由分析结果可以确定其控制舱的质量状况。     

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.     

基于虚拟目标导引的再入飞行器禁飞区规避制导方法研究

针对飞行器再入过程中面临的禁飞区规避问题,提出了一种基于虚拟目标导引的规避制导方法.该制导方法在对飞行器机动转弯能力分析的基础上,结合Dubins曲线路径规划方法与比例导引方法实时跟踪虚拟目标,实现飞行器对禁飞区的规避制导.为修正规避引起的误差、满足再入终端约束,通过建立基于能量的运动模型,结合平衡滑翔条件,进行航程及高度的解析预测-校正控制.仿真结果表明,该制导方法能够有效实现飞行器的禁飞区规避,且满足再入过程与终端约束,具有较强的适应性及鲁棒性.     

大机动制导火箭弹控制方法研究

为解决制导火箭弹因提高机动性能可能带来的临界稳定或静不稳定的控制问题,分别采用仅有速率陀螺反馈、典型过载驾驶仪及三回路驾驶仪3种方式进行研究.研究表明,仅仅采用速率陀螺反馈回路对静不稳定火箭弹进行姿态控制要求回路增益过大,工程中不易实现.引入过载反馈后,常规过载驾驶仪可以有效地降低阻尼回路增益,但对舵机零位误差存在系统静差.采用三回路自动驾驶仪不仅可以对静不稳定火箭弹进行稳定,还可以很好地消除舵机零位误差的影响,对大机动制导火箭的控制是有利的.     

制导炸弹滚转通道控制方法研究

制导炸弹飞行过程中,弹体动力学参数发生较大变化,同时弹体受到各种干扰因素的影响.为了保证制导精度,要求控制器具有良好的鲁棒性和指令跟踪能力.基于参数空间方法和变结构控制理论,提出了两种制导炸弹滚动通道控制器设计方法.首先,从理论上对两种控制器的鲁棒性进行了分析;然后,分别使用两种方法对某制导炸弹滚转通道控制器进行了设计.最后经仿真分析,两种控制器均具有良好的鲁棒性;在指令跟踪能力上,变结构控制器要优于参数空间方法控制器.     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

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.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.