助推滑翔导弹改进最优制导律设计与验证

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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

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机动发射条件下助推滑翔导弹射击诸元快速解算 被引量：10

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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

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助推滑翔导弹滑翔段优化研究 被引量：2

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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

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洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化 被引量：8

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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

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助推-滑翔导弹总体一体化优化设计 被引量：6

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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

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基于空气动力模型的助推-滑翔导弹跟踪 被引量：7

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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

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助推-滑翔导弹再入弹道快速优化 被引量：3

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作者 赵欣 闫循良 +2 位作者 张金生 王仕成 何安荣 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期427-433,共7页

基于LGL(Legendre-Gauss-Lobatto)伪谱法,研究了临近空间助推-滑翔导弹再入段弹道快速优化问题。首先,基于改进的气动力模型建立了较为精确的再入数学模型;其次,针对该优化问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,基于LGL伪谱法系统... 基于LGL(Legendre-Gauss-Lobatto)伪谱法,研究了临近空间助推-滑翔导弹再入段弹道快速优化问题。首先,基于改进的气动力模型建立了较为精确的再入数学模型;其次,针对该优化问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,基于LGL伪谱法系统地建立了再入最优飞行弹道的求解步骤,为解决直接利用LGL伪谱法存在的困难,设计了一种基于LGL伪谱法的串行优化求解策略;最后,分别采用积分推进法和协状态映射原理对优化结果进行了可行性和最优性验证。仿真结果表明,本文的弹道优化方法优化1条再入弹道所用时间为3～4 s,计算效率较高,路径约束和端点约束均得到很好满足,算法求解精度较高,有效地实现了多约束多变量大型稀疏的再入弹道导弹快速优化。 展开更多

关键词 临近空间 助推-滑翔导弹 再入弹道优化 伪谱方法 优化控制

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基于正交实验与牛顿方法的滑翔导弹助推弹道设计 被引量：2

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作者 刘开封 陈颖 +2 位作者 何念念 蒋斌 梁立威 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第4期50-53,75,共5页

分析了助推-滑翔导弹助推段关机参数要求,并基于牛顿迭代法和正交实验设计求解了助推弹道。牛顿迭代法局部搜索效率高,但易陷入局部最优,为避免初值设置不当导致无法求取可行解,分析了各控制变量的取值范围,并对其划分水平设计正交实验... 分析了助推-滑翔导弹助推段关机参数要求,并基于牛顿迭代法和正交实验设计求解了助推弹道。牛顿迭代法局部搜索效率高,但易陷入局部最优,为避免初值设置不当导致无法求取可行解,分析了各控制变量的取值范围,并对其划分水平设计正交实验,从每一个正交实验点开始搜索,避免陷入局部最优。仿真结果表明,该方法能够快速求解出满足约束要求的助推弹道。 展开更多

关键词 助推-滑翔导弹 助推弹道设计 牛顿迭代法 正交实验设计

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助推-滑翔式导弹总体参数设计方法初探 被引量：3

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作者 蒋明明 袁庆航 +1 位作者 赵长见 卜奎晨 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第4期5-7,21,共4页

以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分... 以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。 展开更多

关键词 助推-滑翔式导弹 武器装备 总体参数设计

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助推-滑翔导弹分段总体参数优化方法研究

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作者 罗炜 雷刚 郑晓龙 《弹箭与制导学报》 北大核心 2023年第5期73-79,共7页

为发挥助推-滑翔式导弹最大作战效能,需在一定的飞行条件约束下,对其总体参数进行优化设计。首先分析直接起滑式滑翔弹道下各类参数对飞行弹道的影响,并将整个优化过程划分为独立的两个阶段;而后采用自适应遗传算法对各阶段进行优化,得... 为发挥助推-滑翔式导弹最大作战效能,需在一定的飞行条件约束下,对其总体参数进行优化设计。首先分析直接起滑式滑翔弹道下各类参数对飞行弹道的影响,并将整个优化过程划分为独立的两个阶段;而后采用自适应遗传算法对各阶段进行优化,得到了满足文中约束条件下的最佳导弹总体方案;最后采用蒙特卡洛模拟对该方法进行验证。结果表明,文中设计方法能够在5.5 s内完成总体参数优化,并在±0.7%的精度范围内使得导弹进行直接起滑式飞行。 展开更多

关键词 助推-滑翔式导弹 总体参数设计 分段优化方法 自适应遗传算法

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环境参数在线辨识及其在滑翔段制导中的应用 被引量：4

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作者 江振宇 孙乐园 +2 位作者 王晋璘 黄振新 赵磊 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期48-54,共7页

针对助推滑翔导弹,提出基于飞行环境参数在线辨识的滑翔段数值预测校正制导方法。综合考虑大气密度和气动系数对导弹运动的影响,引入滑翔段综合环境参数,利用扩展Kalman滤波方法对综合参数进行在线辨识。基于在线辨识结果,利用渐消记忆... 针对助推滑翔导弹,提出基于飞行环境参数在线辨识的滑翔段数值预测校正制导方法。综合考虑大气密度和气动系数对导弹运动的影响,引入滑翔段综合环境参数,利用扩展Kalman滤波方法对综合参数进行在线辨识。基于在线辨识结果,利用渐消记忆递推最小二乘方法在线建立环境参数预测模型,并利用最新辨识结果进行模型的在线修正。设计了纵向和横向制导律,并基于环境参数在线预测模型进行落点预测,以克服飞行环境扰动对落点预测精度的影响。进行了大气密度非定常扰动下的制导仿真,以及密度和气动参数随机扰动下的Monte Carlo仿真。仿真结果表明:环境参数在线预测模型能准确预报飞行环境参数,制导方法对飞行环境扰动具有较强的鲁棒性。 展开更多

关键词 助推滑翔导弹 在线辨识 预测校正制导 在线预测模型

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