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带侧窗动能杀伤器直接力姿态控制 被引量：2
1
作者 韩英宏 雷延花 +3 位作者 梁卓 陈万春 严佳民 廖选平 《航天控制》 CSCD 北大核心 2015年第4期51-55,共5页
设计了带侧窗导引头的动能杀伤器直接力姿态控制方法。根据侧窗坐标系下视线高低角和视线方位角的约束,结合直接力控制特点,设计了高空滚动通道控制策略,用准滑模控制方法设计了俯仰和偏航通道的控制方案,并通过数学仿真验证方法的正确... 设计了带侧窗导引头的动能杀伤器直接力姿态控制方法。根据侧窗坐标系下视线高低角和视线方位角的约束,结合直接力控制特点,设计了高空滚动通道控制策略,用准滑模控制方法设计了俯仰和偏航通道的控制方案,并通过数学仿真验证方法的正确性和可行性。该方法算法简单,自适应性强,具有较高的工程应用价值。 展开更多
关键词 侧窗 动能杀伤器 直接力姿态控制 滚动通道控制 准滑模控制
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新型快速传递对准方法 被引量：5
2
作者 韩英宏 陈万春 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期149-152,共4页
针对惯性导航系统的动基座传递对准问题,提出了速度加姿态加角速率组合匹配法.用来自主、子惯导的3组参数信息作观测量,通过卡尔曼滤波法迅速准确地估计出失准角及安装误差角等状态量,以便精确地对子惯导系统进行初始化.根据传递对准的... 针对惯性导航系统的动基座传递对准问题,提出了速度加姿态加角速率组合匹配法.用来自主、子惯导的3组参数信息作观测量,通过卡尔曼滤波法迅速准确地估计出失准角及安装误差角等状态量,以便精确地对子惯导系统进行初始化.根据传递对准的基本原理,设计了载体结构挠曲运动统计模型,建立了状态方程及量测方程.同条件仿真结果表明:这种方法与速度加姿态匹配和速度加角速率匹配的对准精度相当,但估计速度约为这两种方法的2倍.可用于机载或舰载战术导弹武器系统,有效减小导航误差和制导误差. 展开更多
关键词 惯性导航系统 传递对准 速度加姿态加角速率 匹配方法
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基于固冲发动机的导弹推阻匹配分析设计
3
作者 韩英宏 郑磊 +3 位作者 孟苏 许泽宇 王兴 李伟喆 《兵器装备工程学报》 CSCD 北大核心 2021年第S02期4-7,共4页
采用固冲动力的导弹总体方案论证阶段,推阻匹配是总体方案设计的核心,如何快速进行推阻匹配分析并给出改进建议是设计难点。本文系统论述了推阻匹配分析原则,制定了评估标准,设计了不同的推阻匹配分析方法,提出总体优化设计方案,并通过... 采用固冲动力的导弹总体方案论证阶段,推阻匹配是总体方案设计的核心,如何快速进行推阻匹配分析并给出改进建议是设计难点。本文系统论述了推阻匹配分析原则,制定了评估标准,设计了不同的推阻匹配分析方法,提出总体优化设计方案,并通过仿真算例对方法进行验证,可为采用固冲发动机的战术导弹快速方案论证和设计提供通用方法和指导。 展开更多
关键词 固冲发动机 推阻匹配
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基于单边攻角特性的吸气式飞行器下压制导律设计与仿真 被引量：2
4
作者 梁卓 雷延花 +2 位作者 韩英宏 严佳民 廖选平 《航天控制》 CSCD 北大核心 2014年第5期36-39,46,共5页
针对一类吸气式飞行器发动机工作时只有单边攻角特性的对象特点,提出一种下压段制导律设计方法。该方法采用BTT-180制导模式,同时在飞行器滚动过程中引入模糊控制,根据起控点的滚动角和滚动角速度优化滚动时间,提高滚动过程的平稳性。... 针对一类吸气式飞行器发动机工作时只有单边攻角特性的对象特点,提出一种下压段制导律设计方法。该方法采用BTT-180制导模式,同时在飞行器滚动过程中引入模糊控制,根据起控点的滚动角和滚动角速度优化滚动时间,提高滚动过程的平稳性。最后进行下压段制导律仿真分析,仿真结果表明该方法的正确性和可行性。同时该方法算法简单、自适应性强,具有较高的工程化应用价值。 展开更多
关键词 吸气式飞行器 单边攻角特性 下压段 BTT-180制导 模糊控制
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吸气式飞行器爬升段轨迹与速度在线规划及制导律设计 被引量：3
5
作者 赵长见 梁卓 +2 位作者 严佳民 周国峰 韩英宏 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第4期8-11,共4页
由于吸气式飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到发动机性能偏差、气动偏差和风干扰等影响,导致爬升段初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,将轨迹控制回路与速度控制回路作为2个相互独立的回路进行设计,建立了在线轨迹规划... 由于吸气式飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到发动机性能偏差、气动偏差和风干扰等影响,导致爬升段初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,将轨迹控制回路与速度控制回路作为2个相互独立的回路进行设计,建立了在线轨迹规划与速度规划和导引模型,并以射程最大化为目标,采用拟牛顿法进行多变量寻优,得到需用最优爬升时间和加速时间。最后以典型工况为例进行数学仿真,验证了该方法的合理性与有效性。 展开更多
关键词 吸气式飞行器 爬升段 轨迹规划与控制 速度规划与控制
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基于飞行弹道的数据链链路分析方法 被引量：2
6
作者 周国峰 韩英宏 +3 位作者 陈新民 迟学谦 宋少倩 赵曜 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2019年第6期27-31,共5页
根据飞行弹道数据提出了一种进行天线增益和数据链路余量的计算方法。该方法定义了弹载天线坐标系等相关坐标系,结合研究对象推导出链路余量的具体设计计算过程,通过仿真示例结果,验证了方法正确可行,该方法可用于弹载数据链路分析。
关键词 数据链 链路余量 飞行弹道 天线增益 弹载天线坐标系
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专业知识管理系统的研究与应用
7
作者 雷延花 韩英宏 孙丽 《航天工业管理》 2016年第5期15-18,共4页
知识管理是对各类知识进行识别、分类、总结并合理利用从而提高创新能力、生产效率和创造价值能力的管理活动,是结合网络、资料库以及电脑应用软件系统等工具对各种相关的知识资源进行开发、传递和利用的过程。为促进专业技术发展,从工... 知识管理是对各类知识进行识别、分类、总结并合理利用从而提高创新能力、生产效率和创造价值能力的管理活动,是结合网络、资料库以及电脑应用软件系统等工具对各种相关的知识资源进行开发、传递和利用的过程。为促进专业技术发展,从工程研制的角度来说,专业知识管理可对单位内部的知识资源进行保存,将杂乱的信息和资源变为可利用的再生资源,进而充实专业技术储备,促进专业的可持续发展。 展开更多
关键词 知识管理系统 应用软件系统 合理利用 知识资源 创新能力 可持续发展 创造价值 生产效率
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面向级间冷分离的吸气式导弹起控策略研究 被引量：4
8
作者 宋少倩 周国峰 +2 位作者 刘娟 迟学谦 韩英宏 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第5期10-15,共6页
对于吸气式导弹,其级间分离的约束强,使得级间冷分离方式下安全分离与稳定起控的矛盾更为突出。为解决安全分离所带来的大姿态偏差下导弹稳定起控问题,提出了通过最佳分离飞行状态点选择来提高起控稳定性的思路,并明确了选择原则。在最... 对于吸气式导弹,其级间分离的约束强,使得级间冷分离方式下安全分离与稳定起控的矛盾更为突出。为解决安全分离所带来的大姿态偏差下导弹稳定起控问题,提出了通过最佳分离飞行状态点选择来提高起控稳定性的思路,并明确了选择原则。在最佳级间分离状态基础上,通过理论分析建立了纵向、横侧向通道不同静稳定性下的起控策略。经仿真表明,提出的起控策略利用导弹的静稳定特性,可降低通道间的耦合,合理分配控制能力,有利于实现大姿态偏差下的快速稳定起控。 展开更多
关键词 级间冷分离 大起控偏差 起控策略 稳定性
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面向控制的固冲发动机建模技术研究 被引量：1
9
作者 宋少倩 陈新民 +2 位作者 卢鑫 刘娟 韩英宏 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第6期38-42,共5页
为实现导弹速度的精确控制,从控制系统设计与仿真需求角度出发,提出了一种降低动力与导弹总体参数、环境耦合的稳态性能建模方法和利于工程设计用的固冲发动机动态特性建模方法,分析获得了其慢响应和非最小相位的特点。仿真对比表明:采... 为实现导弹速度的精确控制,从控制系统设计与仿真需求角度出发,提出了一种降低动力与导弹总体参数、环境耦合的稳态性能建模方法和利于工程设计用的固冲发动机动态特性建模方法,分析获得了其慢响应和非最小相位的特点。仿真对比表明:采用动态特性建模方法建立的模型可用于速度控制的设计、分析与仿真。 展开更多
关键词 固体冲压发动机 稳态性能 动态性能 线性变参数
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临近空间固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化 被引量：1
10
作者 任鹏飞 王洪波 +5 位作者 周国峰 王亮 蔡强 韩英宏 余家泉 袁亚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1936-1947,共12页
针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算... 针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算法。为了准确获得给定设计方案的最大航程,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法进行计算。为了提高发动机与轨迹一体化设计优化效率,提出了基于Kriging代理模型的多采样点高效全局优化算法,并进行了数值验证。计算结果表明:该方法的优化结果满足全部设计约束,最大航程相比优化前提高了9.34%。该结果与传统参数优化算法的结果一致,但耗时目标和约束函数的计算次数显著减少,计算时间仅为遗传算法的4%。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 飞行器 轨迹 一体化设计 优化设计 自适应算法
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