助推滑翔导弹改进最优制导律设计与验证

1

作者 樊晓帅 白锡斌 +1 位作者 江振宇 张士峰 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第2期120-130,共11页

助推滑翔导弹是一种精确制导武器,面临复杂多变的飞行条件,对制导律的设计提出了较高要求。建立导弹飞行状态变化模型,采用最优控制方法推导出带弹着角约束的改进最优制导律,并引入纵向制导系数和侧向制导系数,分析了单个制导系数变化... 助推滑翔导弹是一种精确制导武器,面临复杂多变的飞行条件,对制导律的设计提出了较高要求。建立导弹飞行状态变化模型,采用最优控制方法推导出带弹着角约束的改进最优制导律,并引入纵向制导系数和侧向制导系数,分析了单个制导系数变化对制导精度的影响并确定了制导系数选取方法。针对不同飞行任务的要求,分析了固定弹着角约束和动态弹着角约束对制导精度的影响。以自行研制的小型固体助推滑翔试验飞行器为对象,完成了导弹飞行的数值仿真和半实物仿真,仿真结果表明,所提出的改进最优制导律较为合理,具有较高的制导精度。 展开更多

关键词 助推滑翔导弹 改进最优制导律 半实物仿真

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标近似优化

2

作者 翟艺云 龙腾 +2 位作者 刘震宇 史人赫 叶年辉 《上海航天（中英文）》 CSCD 2024年第3期110-120,共11页

针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建... 针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建立了以起飞质量最小、射程最大为优化目标的弹道方案多目标优化模型。在弹道建模中,基于牛顿迭代法建立助推段弹道模型,基于伪谱法建立最优变体再入滑翔段弹道模型。此外,提出了基于差分进化的多目标近似约束优化方法(MACO-DE),实现助推滑翔变体飞行器弹道方案优化。对比初始方案,在射程不变情况下,起飞质量至多降低3.81%,在起飞质量不变情况下,射程至多提升6.62%,从而验证了全程弹道模型的合理性与MACO-DE方法的有效性。 展开更多

关键词 助推滑翔变体飞行器 全程弹道 弹道优化 多目标优化 近似优化

在线阅读 下载PDF 职称材料

机动发射条件下助推滑翔导弹射击诸元快速解算 被引量：9

3

作者 何睿智 刘鲁华 +1 位作者 汤国建 包为民 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第4期56-61,共6页

针对机动发射条件下助推滑翔导弹对全程弹道快速生成的迫切需求,在弹道设计中选取7个关键性控制量参数作为全程弹道射击诸元,并提出与之相对应的诸元解算算法。将全程弹道分为助推段、初始下降段、滑翔段和俯冲攻击段,在统一化运动模型... 针对机动发射条件下助推滑翔导弹对全程弹道快速生成的迫切需求,在弹道设计中选取7个关键性控制量参数作为全程弹道射击诸元,并提出与之相对应的诸元解算算法。将全程弹道分为助推段、初始下降段、滑翔段和俯冲攻击段,在统一化运动模型描述的基础上,运用参数化迭代的思路,依次对不同飞行阶段诸元进行了快速求解,满足多种复杂约束条件。在全程诸元迭代解算模式的基础上,提出助推段沿用中心弹道诸元,仅对其他射击诸元进行重计算的部分诸元迭代解算模式。仿真结果表明:采用所提助推滑翔导弹射击诸元快速解算方法,可在大范围机动条件下对远距离地面固定目标进行快速精确打击。 展开更多

关键词 助推滑翔导弹 机动发射 全程弹道 诸元解算

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔飞行器发射诸元计算方法研究 被引量：2

4

作者 刘君 陈克俊 +1 位作者 谢愈 汤国建 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2012年第6期33-36,共4页

研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计... 研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计了助推滑翔飞行器发射诸元计算算法。最后,实际算例表明文中设计的助推滑翔飞行器发射诸元牛顿迭代模拟打靶算法是可行的。 展开更多

关键词 助推滑翔飞行器 发射诸元 计算策略 牛顿迭代 模拟打靶法

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔高超声速反舰导弹多方向协同突防可行性研究 被引量：13

5

作者 王少平 董受全 +1 位作者 李晓阳 葛津华 《指挥控制与仿真》 2017年第2期55-60,共6页

在分析助推滑翔高超声速反舰导弹弹道特点的基础上,设计可能的多弹协同突防策略;建立下压段导弹质心运动方程,并在满足落角约束的最优导引律条件下,分析单平台发射多枚导弹多方向协同突防的可行性。通过仿真得出助推滑翔高超声速反舰导... 在分析助推滑翔高超声速反舰导弹弹道特点的基础上,设计可能的多弹协同突防策略;建立下压段导弹质心运动方程,并在满足落角约束的最优导引律条件下,分析单平台发射多枚导弹多方向协同突防的可行性。通过仿真得出助推滑翔高超声速反舰导弹在过载、落地倾角、动压等条件的约束下,采用人工设置虚拟目标的方式进行单平台多弹多方向协同突防具有可行性。 展开更多

关键词 助推滑翔高超声速反舰导弹 下压段 突防策略 可行性

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔飞行器复合控制系统线性化小偏差运动方程推导与控制系统设计 被引量：1

6

作者 翟华 谷志军 +1 位作者 刘娟 周伯昭 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期37-42,共6页

助推滑翔技术是制导武器实现增加射程、提高机动突防能力的关键技术之一,对飞行器姿态控制有较高的要求,需要设计复合控制方式的姿态控制系统。针对采用空气舵与燃气舵联动控制的飞行器,建立了动力学模型,详细推导了完整的三通道线性化... 助推滑翔技术是制导武器实现增加射程、提高机动突防能力的关键技术之一,对飞行器姿态控制有较高的要求,需要设计复合控制方式的姿态控制系统。针对采用空气舵与燃气舵联动控制的飞行器,建立了动力学模型,详细推导了完整的三通道线性化小偏差运动方程,结合典型弹道数据给出了动力系数图像,分析了助推滑翔弹道各飞行段中飞行器的稳定性,在此基础上选取再入段低空飞行特征点进行了姿控系统设计,仿真结果验证了线性化小偏差运动方程的正确性和控制系统的有效性,为进行此类飞行器的稳定性分析与姿态控制系统设计提供了有益的参考。 展开更多

关键词 助推滑翔 复合控制 线性化 小偏差 稳定性分析 控制系统设计

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔导弹滑翔段优化研究 被引量：2

7

作者 郭飞帅 张高瑜 刘冬 《四川兵工学报》 CAS 2011年第8期27-30,39,共5页

介绍了助推滑翔的导弹滑翔段的特点和平衡滑翔工程定义。建立了滑翔飞行的模型,进行了仿真研究,并提出了2种最大升阻比的滑翔控制方案,即分别以高程和气动力函数式为基准的滑翔控制方案。对控制方案分别进行了仿真研究,分析了其优缺点。

关键词 助推滑翔导弹 优化设计 滑翔弹道

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推滑翔导弹突防对区域反导雷达威胁分析 被引量：3

8

作者 罗冰 《舰船电子对抗》 2015年第4期44-49,共6页

在考察助推滑翔导弹运动特点和突防区域的基础上,总结分析了其临近空间高速运动形成的等离子隐身问题,指出消除隐身威胁可采取的方法途径。并进一步探讨了助推滑翔导弹兼具弹道导弹和巡航导弹高速高机动的特点,以及在临近空间突防路径... 在考察助推滑翔导弹运动特点和突防区域的基础上,总结分析了其临近空间高速运动形成的等离子隐身问题,指出消除隐身威胁可采取的方法途径。并进一步探讨了助推滑翔导弹兼具弹道导弹和巡航导弹高速高机动的特点,以及在临近空间突防路径条件下的反搜索和跟踪的比较优势,并举例说明多功能反导雷达在面临其威胁时需要面临的问题和对策。 展开更多

关键词 助推滑翔导弹 反导 隐身 跟踪 搜索

在线阅读 下载PDF 职称材料

火箭助推滑翔机的飞行原理及应用

9

作者 汪杭辉 沈晓梅 +2 位作者 吕锡婷 林颖恬 袁秀强 《山西建筑》 2019年第7期218-219,共2页

基于新工科教育大背景下,以火箭助推滑翔机在空中的受力特征为研究对象,建立起相应阶段的力学模型基础,进一步得到相应模型方程,然后根据相应物理力学模型,设计制作火箭助推滑翔机模型。这个过程有助于培养学生在实际工作中抓问题主要... 基于新工科教育大背景下,以火箭助推滑翔机在空中的受力特征为研究对象,建立起相应阶段的力学模型基础,进一步得到相应模型方程,然后根据相应物理力学模型,设计制作火箭助推滑翔机模型。这个过程有助于培养学生在实际工作中抓问题主要矛盾的能力和理论结合实际的能力,为新工科背景下的力学教育改革提供借鉴及参考。 展开更多

关键词 火箭助推滑翔机 受力分析 设计制作

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推-滑翔导弹弹道优化研究 被引量：39

10

作者 李瑜 杨志红 崔乃刚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期66-71,共6页

针对助推-滑翔导弹的弹道优化问题,给出了一种求解其最大射程弹道的分段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型。在考虑攻角绝对值、攻角变化率、法向过载、分离点攻角衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了其最大... 针对助推-滑翔导弹的弹道优化问题,给出了一种求解其最大射程弹道的分段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型。在考虑攻角绝对值、攻角变化率、法向过载、分离点攻角衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了其最大射程弹道。分析表明,助推-滑翔导弹比传统弹道导弹射程显著提高,其最优弹道的起伏有助于增大射程和提高突防能力。 展开更多

关键词 助推-滑翔 导弹 弹道优化 最优控制 序列二次规划

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推—滑翔式导弹中段弹道方案的初步分析 被引量：23

11

作者 雍恩米 唐国金 陈磊 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期6-10,共5页

建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结... 建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结果分析了初始条件对最大射程弹道的影响。将考虑约束的再入滑翔弹道与弹道式再入的特征参数比较,表明再入滑翔弹道的峰值热流较小,而总气动加热增加,但再入滑翔飞行时间在一般锥形体再入机动飞行器的热防护系统可承受的时间范围内。 展开更多

关键词 助推—滑翔 导弹 弹道优化 非线性规划 再入

在线阅读 下载PDF 职称材料

临近空间高超声速助推-滑翔式轨迹目标跟踪 被引量：21

12

作者 张翔宇 王国宏 +1 位作者 张静 刘源 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第10期1125-1132,共8页

针对临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标跟踪的问题,提出一种经度-纬度-高度坐标系(Longitude-Latitude-Altitude,LLA)下基于目标轨迹特性分析的三维投影跟踪算法。首先,针对临近空间目标在经纬方向上的线性高超声速运动和高度方向... 针对临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标跟踪的问题,提出一种经度-纬度-高度坐标系(Longitude-Latitude-Altitude,LLA)下基于目标轨迹特性分析的三维投影跟踪算法。首先,针对临近空间目标在经纬方向上的线性高超声速运动和高度方向上高机动频率运动的不同,将目标量测分别投影到经纬平面和高度方向上,并通过分段跟踪处理,以减小耦合误差对目标跟踪精度的影响;接着,在对目标高超声速特性充分分析的基础上,利用经纬方向上的点迹归并和凝聚处理,以有效解决目标高超声速运动所引起的分裂问题;然后,在对目标高度IMM跟踪的基础上,通过对加速度突变的合理检测和补偿,以进一步实现目标在高度方向上高机动频率运动的可靠跟踪;最后,结合统计学原理,将目标在同一时刻不同跟踪段中的状态估计相关联,以有效实现临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标的精确跟踪。仿真结果表明,与现有的临近空间目标跟踪算法相比,该算法具有较高的定位跟踪精度。 展开更多

关键词 临近空间 高超声速目标 助推-滑翔式轨迹 交互多模型跟踪

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推-滑翔无动力跳跃飞行器轨迹预测 被引量：12

13

作者 王路 邢清华 毛艺帆 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2015年第1期24-27,共4页

针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防... 针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防御方已知信息和未知信息对飞行器跳跃段运动方程进行了转化,给出了转化后运动方程中未知参量的计算方法,并设计了基于转化后运动方程的轨迹预测流程及算法;最后对算法进行了仿真验证,仿真结果表明所设计预测算法对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后的轨迹具有较好的预测能力。 展开更多

关键词 助推-滑翔 临近空间 无动力跳跃 轨迹预测 升阻比

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推-滑翔导弹总体一体化优化设计 被引量：6

14

作者 徐玮 孙丕忠 夏智勋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期317-320,共4页

综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型。应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较。结果表明,助推-滑翔导弹具... 综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型。应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较。结果表明,助推-滑翔导弹具有很强的机动突防能力,且具有增程能力。 展开更多

关键词 助推-滑翔导弹 一体化设计 优化设计 遗传算法

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于Gauss伪谱法的助推-滑翔飞行器多阶段约束轨迹优化(英文) 被引量：18

15

作者 关成启 陈聪 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第11期2512-2518,共7页

在同时存在路径约束和边界条件时确定助推-滑翔飞行器的最优运动轨迹是近年来的热点问题。本文讨论了助推-滑翔飞行器的具有最大纵向航程和横向航程的两种最优轨迹。Gauss伪谱法是由Benson和Huntington提出的,在求解复杂的最优控制问题... 在同时存在路径约束和边界条件时确定助推-滑翔飞行器的最优运动轨迹是近年来的热点问题。本文讨论了助推-滑翔飞行器的具有最大纵向航程和横向航程的两种最优轨迹。Gauss伪谱法是由Benson和Huntington提出的,在求解复杂的最优控制问题时有较快的收敛速度并能提供高精度的解。文中介绍了该方法并利用其将轨迹优化问题变换为可由NLP求解器进行数值求解的非线性规划问题。文中还介绍了其它相关的技术,例如端点控制的计算方法、处理包含奇异弧段的多阶段问题的处理方法、获得初始猜测值的方法和验证结果的方法等。仿真结果可以说明在给定的热流、过载和动压约束下最优轨迹的若干关键特性。通过优化和仿真计算,同时证明了此方法的实用性和有效性。 展开更多

关键词 轨迹优化 最优控制 Gauss伪谱方法 助推-滑翔飞行器 直接变换法

在线阅读 下载PDF 职称材料

洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化 被引量：7

16

作者 李瑜 杨志红 崔乃刚 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期125-130,共6页

分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨... 分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道的多约束多阶段弹道优化模型。利用直接打靶法,将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。 展开更多

关键词 洲际助推-滑翔导弹 突防弹道 弹道优化 多约束多阶段优化 非线性规划

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于空气动力模型的助推-滑翔导弹跟踪 被引量：7

17

作者 赵艳丽 高向东 +1 位作者 戚宗锋 申磊 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第5期24-29,共6页

针对助推-滑翔式再入导弹,提出了一种基于空气动力模型的扩展卡尔曼跟踪算法。首先推导了弹体坐标系和东北天坐标系之间的转换关系,接着描述了两种坐标系下再入目标的空气动力模型,然后建立了目标的运动状态方程和量测方程,给出了扩展... 针对助推-滑翔式再入导弹,提出了一种基于空气动力模型的扩展卡尔曼跟踪算法。首先推导了弹体坐标系和东北天坐标系之间的转换关系,接着描述了两种坐标系下再入目标的空气动力模型,然后建立了目标的运动状态方程和量测方程,给出了扩展卡尔曼滤波过程,最后仿真分析了一条助推-滑翔弹道,并结合该弹道进行了跟踪试验。蒙特卡洛仿真结果表明,所述方法比基于未知输入模型的方法跟踪效果更好,且能有效估计目标的空气动力学系数。 展开更多

关键词 助推-滑翔导弹 再入 跟踪 空气动力模型

在线阅读 下载PDF 职称材料

基于增强协同优化的助推-滑翔导弹概念研究 被引量：6

18

作者 王健 何麟书 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期2436-2441,共6页

针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同... 针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同优化方法进行分解协调优化。目标函数为最大射程和最小总加热量的加权和,约束条件为驻点热流、导弹质量、滑翔段终点速度、高度等。采用试验设计方法进行不同外形的气动力计算,并构造响应曲面。结果表明该MDO方法可适用于助推-滑翔导弹的概念研究。 展开更多

关键词 助推-滑翔 多学科设计优化 形状优化 弹道优化 增强协同优化

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推-滑翔导弹射程管理技术研究 被引量：6

19

作者 王晨曦 李新国 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期143-147,共5页

针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理... 针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理实现射程管理的可行性,确定了助推-滑翔导弹射程的可覆盖范围,并给出了一组特定射程下的飞行参数。研究结果表明,通过能量管理技术可实现大范围的射程调节,最小射程可到最大射程的49.3%,采用该射程管理技术可实现助推-滑翔导弹弹道快速、灵活设计,为其发射参数的装订提供了一种新的途径。 展开更多

关键词 助推-滑翔弹道 能量管理 阻力加速度 弹道设计

在线阅读 下载PDF 职称材料

助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化研究 被引量：6

20

作者 范文锋 许波 郝昀 《现代防御技术》 北大核心 2015年第1期46-51,共6页

以助推-滑翔飞行器为研究对象,开展多学科设计优化在其总体设计过程中的应用研究。首先对助推-滑翔飞行器进行多学科设计优化任务分析、多学科建模,并建立了助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化模型;其次对助推-滑翔飞行器总体设计学科... 以助推-滑翔飞行器为研究对象,开展多学科设计优化在其总体设计过程中的应用研究。首先对助推-滑翔飞行器进行多学科设计优化任务分析、多学科建模,并建立了助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化模型;其次对助推-滑翔飞行器总体设计学科间耦合特点进行分析,在此基础上提出了基于最优灵敏度方法的两层系统集成优化策略;最后通过数值优化算例验证了方法的有效性。优化结果表明,该方法具有较好的收敛速度,且使满载起飞质量减少9%,为高性能飞行器总体设计提供新的设计思路。 展开更多

关键词 助推-滑翔飞行器 总体设计 多学科设计优化 最优灵敏度方法

在线阅读 下载PDF 职称材料