助推-滑翔式飛行器以其增加射程、提高突防能力的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)正成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn)。本文以解決助推-滑翔式飛行器彈道優(yōu)化與再入制導(dǎo)關(guān)鍵技術(shù)為目標(biāo)，系統(tǒng)研究了全彈道基本特性、彈道優(yōu)化技術(shù)、再入彈道在線生成和跟蹤制導(dǎo)、彈道在線優(yōu)化與預(yù)測(cè)制導(dǎo)等問題，主要研究成果如下： 基于平面再入運(yùn)動(dòng)模型，對(duì)助推-滑翔式飛行器的全彈道特性進(jìn)行了分析。分析了平衡滑翔彈道特性，得到了高度、傾角、射程等彈道參數(shù)與升阻比、滑翔速度的關(guān)系；分析了助推-滑翔式飛行器被動(dòng)段射程與主動(dòng)段終點(diǎn)參數(shù)的關(guān)系并與彈道導(dǎo)彈的相關(guān)結(jié)果進(jìn)行比較；根據(jù)飛行器任務(wù)進(jìn)行了火箭助推方案設(shè)計(jì)，完成了主動(dòng)段彈道的分析與設(shè)計(jì)。 建立了再入彈道優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)模型，闡述了Gauss偽譜方法求解最優(yōu)控制問題的基本框架，并應(yīng)用Gauss偽譜方法對(duì)助推-滑翔式飛行器的飛行性能進(jìn)行了分析，計(jì)算了針對(duì)全彈道的最大射程彈道、針對(duì)給定再入點(diǎn)的飛行器目標(biāo)覆蓋范圍、考慮禁飛區(qū)約束的最優(yōu)彈道。 對(duì)再入滑翔彈道的在線生成與跟蹤制導(dǎo)方法進(jìn)行了研究，將再入制導(dǎo)分為縱向和側(cè)向制導(dǎo)，縱向采用在線生成與跟蹤制導(dǎo)的方式，側(cè)向則采用方位誤差走廊控制彈道。主要做了兩方面的研究工作：一是提出了基于高度...

【文章頁數(shù)】：147 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【文章目錄】：
摘要
ABSTRACT
第一章 緒論
    1.1 研究背景和意義
    1.2 相關(guān)領(lǐng)域的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展
        1.2.1 高超聲速滑翔式飛行器的發(fā)展?fàn)顩r
        1.2.2 彈道生成方法研究進(jìn)展
        1.2.3 再入制導(dǎo)技術(shù)研究進(jìn)展
    1.3 論文研究?jī)?nèi)容
第二章 助推-滑翔式飛行器彈道特性分析
    2.1 再入滑翔彈道
        2.1.1 簡(jiǎn)化的運(yùn)動(dòng)方程
        2.1.2 平衡滑翔彈道解析分析
        2.1.3 跳躍滑翔彈道
    2.2 自由飛行段彈道
    2.3 射程與主動(dòng)段終點(diǎn)參數(shù)的關(guān)系
    2.4 助推級(jí)初步設(shè)計(jì)
        2.4.1 助推火箭設(shè)計(jì)依據(jù)
        2.4.2 助推參數(shù)的確定
    2.5 主動(dòng)段彈道
    2.6 小結(jié)
第三章 助推-滑翔式飛行器彈道優(yōu)化
    3.1 彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)模型
        3.1.1 三自由度再入運(yùn)動(dòng)模型
        3.1.2 彈道約束條件
        3.1.3 性能指標(biāo)
    3.2 Gauss 偽譜法的基本原理
        3.2.1 最優(yōu)控制問題的離散
        3.2.2 非線性規(guī)劃問題求解
    3.3 最大射程彈道優(yōu)化
        3.3.1 再入段彈道優(yōu)化
        3.3.2 主動(dòng)段彈道優(yōu)化
        3.3.3 全彈道最大射程優(yōu)化
    3.4 目標(biāo)覆蓋范圍計(jì)算
    3.5 側(cè)向規(guī)避彈道優(yōu)化
    3.6 小結(jié)
第四章 再入滑翔彈道在線生成與跟蹤制導(dǎo)
    4.1 再入滑翔彈道分段
    4.2 H-V 飛行剖面生成與跟蹤制導(dǎo)方法
        4.2.1 H-V 飛行剖面設(shè)計(jì)
        4.2.2 反饋線性化跟蹤制導(dǎo)
        4.2.3 側(cè)向彈道控制
        4.2.4 原理方案仿真
        4.2.5 擾動(dòng)彈道仿真
    4.3 基于平衡滑翔的彈道生成與跟蹤制導(dǎo)
        4.3.1 基于平衡滑翔的彈道生成算法
        4.3.2 基于 LQR 的最優(yōu)跟蹤制導(dǎo)
        4.3.3 仿真驗(yàn)證與分析
    4.4 小結(jié)
第五章 基于偽譜法的彈道在線優(yōu)化與預(yù)測(cè)制導(dǎo)
    5.1 數(shù)值預(yù)測(cè)-校正制導(dǎo)基本原理
    5.2 偽譜法數(shù)值預(yù)測(cè)制導(dǎo)原理
        5.2.1 基于π軌跡的反饋控制方法
        5.2.2 再入制導(dǎo)問題與彈道在線優(yōu)化
        5.2.3 偽譜法優(yōu)化計(jì)算的效率與精度
        5.2.4 標(biāo)稱情況下的閉環(huán)彈道生成
    5.3 制導(dǎo)性能分析
        5.3.1 初始狀態(tài)偏差
        5.3.2 氣動(dòng)系數(shù)偏差
        5.3.3 風(fēng)的影響
    5.4 小結(jié)
第六章 下壓段彈道制導(dǎo)
    6.1 飛行器的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程
    6.2 滿足落角約束的最優(yōu)導(dǎo)引律
        6.2.1 相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程
        6.2.2 俯仰平面內(nèi)最優(yōu)導(dǎo)引律
        6.2.3 導(dǎo)引方程
    6.3 仿真驗(yàn)證
    6.4 小結(jié)
第七章 總結(jié)與展望
    7.1 論文的主要研究成果
    7.2 論文創(chuàng)新點(diǎn)
    7.3 進(jìn)一步研究的建議
致謝
參考文獻(xiàn)
攻博期間的主要工作



本文編號(hào)：3956372