制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究

滑翔制导炮弹气动-弹道综合优化方法
赵璇;常思江;张哲玮;赵林林
【期刊名称】《航空兵器》
【年(卷),期】2022(29)4
【摘要】针对滑翔制导炮弹的气动、弹道设计问题,为有效提高炮弹的滑翔性能,本文研究了一种气动-弹道综合优化方法。

该方法采用工程算法进行气动分析,采用自适应配点的Radau伪谱法进行弹道分析,可综合考虑气动外形的静态参数优化和滑翔过程中攻角控制规律的动态优化;利用Kriging模型建立了炮弹外形参数和性能指标(如射程、飞行时间等)之间的映射关系,实现了外形优化和弹道优化的紧密耦合,并利用组合加点准则不断更新模型直至收敛得出最优外形和最优弹道。

本文分别以射程最大和飞行时间短/控制能量消耗小为目标函数,对某滑翔制导炮弹的鸭舵、尾翼外形参数进行综合优化。

仿真结果表明,相较于基准方案,综合优化方案有着更优异的弹道性能,其中Opt-1方案使射程提高了37.8%,Opt-2方案在攻击固定目标时能有效减少飞行时间并使控制能量消耗降低46%,验证了该气动-弹道综合优化方法的可行性和有效性。

【总页数】10页(P48-57)
【作者】赵璇;常思江;张哲玮;赵林林
【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院;中国兵器工业试验测试研究院;辽沈工业集团有限公司
【正文语种】中文
【中图分类】TJ413.6;V249
【相关文献】
1.滑翔增程制导炮弹方案弹道设计
2.复合制导炮弹最优滑翔弹道与控制
3.制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究
4.滑翔制导炮弹鸭舵的气动外形快速优化研究
5.超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究
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变形体导弹增程弹道设计及滑翔性能研究摘要：为解决单兵便携式防空导弹射程不足问题，通过配装增程组件，开展基于最大升阻比滑翔策略设计，构建与马赫数、飞行高度等相关的攻角函数，通过分析数值仿真计算结果，评估变形体导弹滑翔性能以及滑翔切入点对导弹滑翔性能的影响。

研究结果表明，通过配装增程组件，可实现导弹射程大幅提升，同时认为弹道顶点作为单兵便携式防空导弹滑翔切入点更有利于导弹滑翔飞行控制。

关键词：单兵便携式防空导弹；变形体导弹；滑翔增程；升阻比；弹道特性1引言未来战争中，单兵等地面部队面临越来越多的无人机/集群对抗，无人机/集群具备抵近侦察、全天候袭扰、精准打击等多样式作战能力，同时具备投放距离远、滞空时间长、成本低廉等优势。

当前，单兵携带的传统防空导弹拦截无人机依然面临拦截距离较近的问题，导致单兵无法有效应对来袭无人机威胁，因此，对单兵便携式防空导弹增程提出了迫切需求。

考虑到单兵便携式防空导弹空间体积和重量限制，认为采用滑翔增程技术是实现导弹增程的有效途径[1]。

单兵便携式防空导弹形成的基型导弹采用正常式布局，通过配装增程组件构建新式变形体导弹（如图1所示），实现导弹滑翔增程。

本文基于建立的滑翔飞行弹道模型，分析了变形体导弹滑翔增程弹道特性，同时研究了滑翔切入点对导弹增程的影响。

图1.导弹构型2滑翔飞行弹道模型变形体导弹飞行弹道可分为无控段和滑翔段，在无控段时，导弹在固体火箭发动机作用下加速飞行，通过空气舵面偏转实现导弹稳定控制；在滑翔段时，导弹弹翼展开，导弹无动力滑翔飞行[2]。

因此，导弹在初始无控段以及滑翔段飞行过程中尽管存在外形差异、所受到力和力矩不同等区别，但经无量纲化处理[3]均可表征为气动力系数大小的区别。

本文采用在纵向平面内的二维质点弹道模型进行计算，二维质点弹道模型[4]如下所示：式中：为导弹质量，为导弹速度，为导弹发动机推力，为弹道倾角；为射程，为导弹飞行高度；为导弹阻力，为导弹升力，与动压、参考面积以及无量纲参数阻力系数、升力系数有关。

助推—补能滑翔飞行器参数/轨迹优化与在线制导方法研究覆盖范围广、机动能力强、打击精度高的助推-滑翔飞行器结合了传统弹道导弹与飞航导弹的优点,一直是各军事大国全球精确打击武器重点研究对象和导弹防御系统重点防御目标。

为了增加飞行器的机动突防能力、降低研制风险、缩短研制周期,在传统滑翔段进行脉冲动力补能的低弹道助推-补能滑翔飞行器逐渐成为研究热点。

为了满足低弹道,尤其是动力补能滑翔模式对飞行器的总体、弹道、制导等技术提出的新挑战和新要求,本文对助推-补能滑翔飞行器的总体优化设计技术、轨迹优化技术和在线制导技术等关键技术进行了深入研究。

主要研究内容包括:充分考虑各子系统的耦合效应,建立了包含发动机、质量、气动和弹道等子系统的助推级总体设计数学模型。

通过各系统数据流向和耦合关系的分析确定了总体设计变量,然后以起飞质量最小为目标进行了助推级的综合优化设计。

针对总体静态参数和轨迹动态参数耦合引起的综合优化收敛性差的问题,设计了参数/轨迹两级分层优化算法:采用随机方向搜索算法优化总体参数,采用改进的直接打靶+SQP算法优化轨迹参数,可有效求解不同系统耦合和动/静参数耦合的综合优化问题。

为了快速方便地获得总体和轨迹设计参数的初值,提高助推级综合优化设计的收敛效率,利用正交表的均匀分散性和整齐可比性,研究了基于正交试验的初值确定方法,并给出了具体的试验方案设计步骤和试验结果分析方法。

提出能够自动更新水平值的多重正交试验法,可获得试验指标更好的初值,同时降低对正交表的设计要求和提高试验因素的水平范围,并明确各因素对试验指标的影响。

从控制变量参数化和权衡系数SQP两个方面对轨迹优化方法进行改进,有效提高了两级分层综合优化算法的计算速度和收敛效率。

将轨迹优化控制变量程序俯仰角表征为指数攻角和直线俯仰角的直观形式,代替了其在时间域上的直接离散,不仅减少了控制变量个数和NLP问题的规模,而且更具实际物理意义的表征参数降低了初值确定的难度。

2005年第26卷第2期华　北　工　学　院　学　报V ol.26　N o.2　2005 (总第100期)JOURNAL OF NORTH CHINA INSTITUTE OF TECHNOLOGY(Sum No.100)文章编号:1006-5431(2005)02-0103-04滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真王军波,张军挪,高　敏(军械工程学院弹药工程系,河北石家庄050003)摘　要:　稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提.本文结合某滑翔增程弹的结构参数和数学模型,对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化仿真.通过仿真验证,得出了有控滑翔增程弹稳定储备量的最佳设计范围,对于气动力设计、控制系统的设计及总体结构设计具有重要价值.关键词:　仿真;稳定储备量;滑翔增程弹中图分类号:　T J417 文献标识码:AStudy and Optimum Design on the StabilizationStorage of Gliding Range-assisted ProjectileWANG Jun-bo,ZHAN G Jun-nuo,GAO M in(Dept.o f A mmunitio n Eng ineering,O r dnance Eng ineering College,Shijiazhuang050003,China) Abstract:T he stabilizatio n storage of pro jectile is the precondition of its stabilization flig ht.Based on the config ur ation parameter and m athematical m odel o f some g liding range-assisted pr ojectile,the stabi-lizatio n storag e of gliding range-assisted projectile w ith contro l is simulated and optim ized.We can ob-tain the optim um stabilizatio n storag e of g liding range-assisted projectile by simulatio n.The results are meaningful to the desig n for the g liding pr ojectile regarding the aer ody namics and the control system, and they are significant to the w hole design o f gliding range-assisted projectile.Key words:sim ulation;stabilization sto rage;g liding rang e-assisted pro jectile稳定飞行是指弹丸在飞行中,受到外界扰动作用后,其攻角能够逐渐减小或保持在一个小角度范围内.稳定飞行是对弹丸的基本要求,如果不能保证稳定飞行,攻角将很快增大,此时不但达不到预定射程,而且会使落点的散布增大.对于尾翼稳定弹来说,具备一定的稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提,普通无控尾翼稳定弹的稳定储备量通常要求在10%～30%,才能使弹丸稳定飞行.但对于有控滑翔增程弹,为了提高炮弹的滑翔效果,增大射程,炮弹的稳定储备量不宜太大,因为稳定储备量太大,控制操纵性较低,阻力系数较大,不利于滑翔增程.同时,稳定储备量也不能太小,稳定储备量太小,稳定性变差,控制较难实现.因此,对于滑翔增程弹的稳定储备量需要进行优化设计,既能保证弹丸稳定飞行,又能使滑翔效果最佳.本文就是针对这个问题对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化设计.1　有控滑翔增程弹的基本原理滑翔增程是利用火箭发动机与鸭舵控制滑翔两种增程技术来实现炮弹增程目的的,其基本思想是:在普通炮弹后部装上火箭助推发动机,在弹丸与引信之间设置惯性制导滑翔增程装置或通过微型化设计将其控制模块直接置于引信当中.通过合理的优化设计,使炮弹在以一定的初速发射后,在弹道的升弧X收稿日期:2005-05-25　基金项目:国防科技预研项目资助　作者简介:王军波(1964-),男,副教授,博士.主要从事制导弹药控制系统与弹道的设计与仿真、弹药质量与可靠性研究.段从某一最佳时刻发动机开始点火工作,使炮弹获得一个加速推力,从而提高飞行高度及飞行时间使炮弹射程增加.在弹丸飞行至弹道顶点附近时,惯性制导滑翔增程装置的阻力环突然弹出;在弹道降弧段,当弹丸纵轴与惯性陀螺转子轴夹角增大到一定角度时,惯性陀螺传感器便产生一个惯性定位指令,并以一种适当方式驱动鸭舵升力面,使弹丸产生向上的升力,且使该升力与炮弹自身的重力平衡.滑翔控制系统实际上是通过控制弹丸飞行姿态角来实现的,控制系统利用实际飞行姿态角与理想飞行姿态角的误差信号来控制舵偏角,产生控制力矩改变弹丸的飞行姿态,使弹丸以一定的舵偏角沿平直弹道滑翔飞行,从而增加了弹丸的射程.2　滑翔增程弹运动方程的建立弹丸在空中飞行时的受力是比较复杂的,而且影响因素也比较多,如果考虑各方面的影响因素,所建立的弹道方程比较复杂,研究起来也比较困难.为了研究问题的方便,可以考虑在理想情况下的数学模型,即对研究对象可以做以下假设:1)假设弹丸飞行轨迹是在纵向平面内,不考虑风的影响;2)不考虑弹丸自转、滚转;3)认为弹丸是对称的,无质量偏心;4)不考虑各方面扰动因素.在以上假设的情况下,弹丸受力分析变得相对简单,经过受力分析得到弹丸的运动方程[1]d v xd t =F p m cos U a -R x m v x v -R y m v y v ,d v y d t =F p m sin U a -R x m v y v +R y m v x v -g ,d U a a /d t =M z /A -M z d /A -M y /A ,d U a /d t =U a a ,d x /d t =v x ,d y /d t =v y ,d P /d t =-Q g v y ,d m /d t =-F p /U eff ,其中v =v 2x +v 2y ,R x =12Q v 2S M C x ,R y =12Q v 2S M C y ,M z =12Q v 2S M lm z ,M G =12Q v 2S M lm G ,M z d =12Q S M l 2k z d U a a ,式中　v 为弹丸的飞行速度;v x 为弹丸飞行的水平速度分量;v y 为纵向速度分量;U eff =总冲量装药量(N *S/kg)(表示有效排气速度);R x 为空气阻力;C x 为阻力系数;Q 为空气密度;S M 为弹丸最大横截面积;R y 为弹丸升力;C y 为升力系数;M z 为弹丸的静力矩;m z 为静力矩系数;l 为全弹长度;m G 为舵偏角引起的控制力矩系数;x 为对应时刻质点的横坐标;y 为对应时刻质点的纵坐标;m 为弹丸质量;k z d 为阻尼力矩系数;A 为弹丸的赤道转动惯量;t 为弹丸飞行时间;F p 为发动机工作时弹丸所受的推力;Ua 为摆动角.其中,C x ,C y ,m z 是马赫数和攻角的函数,在小攻角的情况下C y =C ′yD ,m z =m ′z D ,式中　C ′y 为升力系数的导数;m ′z 为静力矩系数的导数.所以,R x ,R y ,M z 可以表示为R x =12Q v 2S M C x ,(1)R y =12Q v 2S M C ′y D ,(2)(3)104华北工学院学报2005年第2期 当压心与质心之间的距离h *为已知时,可导出m ′z 与C ′y 和C x 的关系.将空气动力合力在压心分解成速度平行的阻力R x 和与速度垂直的升力R y ,在求出R x 和R y 对质心的力矩,当压心在质心之后时,则二力矩之和为静稳定力矩[2]M z =h *R y cos D +h *R x sin D .(4)将式(1)～(3)代入式(4),并考虑D 比较小,令co s D ≈1,sin D ≈D ,整理后得m ′z =(h */l )(C ′y +C x ),将上式代入式(3)可得M z =12Q v 2S M l D (C ′y +C x )h */l ,(5)式中　h */l 表示稳定储备量.在进行静力矩的计算时,可以用式(5)代替式(3).通过仿真验证,采用两种不同的计算方法,在其它条件相同的情况下,仿真出来的弹道曲线基本是重合的,仿真结果基本是一致的.本文的仿真计算结果和静力矩的计算表达式均采用式(5)进行计算,在不同稳定储备量的情况下,可以直接修改h */l 的数值即可进行仿真计算.3　滑翔弹丸稳定储备量的优化设计与仿真3.1　弹丸结构参数的设定本文以国外某大口径炮射滑翔增程弹为例进行稳定储备量优化设计与仿真计算.假设该弹的某些结构参数如表1所示.表1　弹体结构及仿真条件Tab .1　Projectile s tructure and sim ulation con dition 弹重/k g飞行弹长/mm 弹丸初速/(m/s )发动机装药量/k g 推力/N 总冲/N ・S 弹径/m m 60150090014500035000152 仿真所适用的气动力数据为有关负责气动力计算的单位提供.3.2　仿真方案及结果稳定储备量是指弹丸压心到质心的距离与弹长的比值,它是保证弹丸稳定飞行的前提,对于普通炮弹,必须具有一定的稳定储备量才能使弹丸稳定飞行;对于无控弹,一般要求弹丸的稳定储备量在10%～20%;对于有滑翔控制的远程弹,其稳定储备量不应过大,稳定储备量太大,鸭舵需要产生很大的力矩才能改变弹丸的飞行姿态角,鸭舵产生的平衡攻角越小,鸭舵的效率会降低,滑翔效果变差,射程越近.反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远,但飞行稳定性又会受到影响.因此,对超远程的滑翔增程弹药,需要对稳定储备量进行优化设计与仿真,为该类弹药的总体结构设计奠定基础.为使仿真结果具有可比性,仿真方案为:弹丸结构参数如表1;滑翔控制系统的控制模型[3]采用比例导引、闭环控制;滑翔控制参数包括最佳射角、发动机工作时间、滑翔启动时间,以经过优化设计确定的参数为基准.在上述条件不变的情况下,对弹丸的稳定储备量取不同数值,仿真验证稳定储备量对滑翔增程弹的射程、落地速度和滑翔飞行时间的影响.表2列出了在舵偏角范围一定时的仿真结果.表2　控制参数、舵偏角范围相同,不同稳定储备量的仿真结果Tab .2　Res ults of differ ent stab ilization s tor ages w ith the s am e control param eter and drift an gle 稳定储备量/%舵偏角范围/(°)弹丸射程/k m 落地速度/(m ・s -1)飞行时间/s 100～599180.242080～5137.5137.556870～5147.9130.263050～5159.3117.074740～5166.8102.6855105(总第100期)滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真(王军波等)3.3　仿真结果分析由表2的数据可以看出有控弹在不同稳定储备量下弹丸射程、落地速度及飞行时间的大小.稳定储备量越大,弹丸的舵面效率越低,射程越小;反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远.由于弹丸加滑翔控制的目的就是尽可能地提高其射程,所以滑翔增程弹在设计时稳定储备量不能太大.但是,弹丸的稳定储备量也不能太小,稳定储备量越小,对控制系统的要求越高,攻角越容易波动,舵偏角一图1　稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果Fig .1　Simulation res ults in different s tabilization storages个很小的变化就会引起攻角很大的变化,这对于弹丸的飞行稳定性是不利的,必须保证舵偏角在一个很小的范围内变化才能使攻角不发散,这就使控制系统实现起来比较困难.图1为稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果.图1中画出了稳定储备量为2%(舵偏角0°～2°),5%(舵偏角在0°～5°),7%(舵偏角0°～7°)的三种情况.由图形可以看出:稳定储备量在5%(舵偏角在0°～5°)和稳定储备量在7%时(舵偏角0°～7°)两种情况下的弹道曲线基本是重合的.稳定储备量为2%时,由于攻角波动较大而使弹道曲线有波动,其弹道曲线为图1中波动较大、射程较近的曲线,在控制参数相同的情况下,其弹道滑翔效果较差.要想提高其稳定性,使滑翔效果提高,必须提高对控制系统的要求,这会使炮弹的造价很高,因此稳定储备量不应太小.从仿真结果可以看出,稳定储备量在3%～7%,在控制比较合理的情况下,其仿真结果基本一致.因此,对于有控滑翔增程弹,其稳定储备量应控制在3%～7%之间较好.4　结　论通过对有控滑翔弹稳定储备量的优化与仿真,可以得到以下结论:有控滑翔增程弹的稳定储备量不能像普通炮弹那么大,稳定储备量太大,舵面效率较低,滑翔效果较差,射程较近;同时,稳定储备量也不能带太小,如果太小,弹丸的飞行稳定性较差,对控制系统要求较高,会使炮弹的造价昂贵.有控滑翔增程弹滑翔段的稳定储备量控制在3%～7%之间较好,这个结论对于气动力设计和控制系统的设计具有一定的参考价值,对于实现超远程滑翔增程弹的总体结构设计具有非常重要的意义.参考文献:[1]　宋丕极.枪炮与火箭外弹道学[M ].北京:兵器工业出版社,1993.[2]　钱杏芳,张鸿端,林瑞雄.导弹飞行力学[M ].北京:北京工业学院出版社,1987.[3]　丁松滨,王中原,王争论.尾翼滑翔增程炮弹最大距离研究[J].弹箭与制导学报,2000(4):57-60.D ing So ng bin ,W ang Z hongy uan ,Wa ng Zhenglun .T he ma ximal rang e resear ch o f the empennag e g liding r ang e -as-sisted pr ojectile[J].T he G uiding of Bomb and Rocket T ransactio n,2000(4):57-60.106华北工学院学报2005年第2期。

制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究史金光;王中原;孙洪辉;竹建东【期刊名称】《南京理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2011(035)005【摘要】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.%In order to obtain the optimal glide trajectory for the glide range-extended guided projectile (GREGP),the optimization glide flight kinematic equations in the vertical plane are established using Pontryagin minimum principle. The solution of the optimization glide trajectory is studied. The optimal control coefficients for glide flight of the GREGP are designed. The results show that the optimal lift coefficient can ensure the maximum range for the GREGP. The optimal lift coefficient changes near 1 and tends to be 1 finally.【总页数】5页(P610-613,620)【作者】史金光;王中原;孙洪辉;竹建东【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094;辽沈工业集团有限公司军品开发订购部,辽宁沈阳110045;南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ012.3【相关文献】1.滑翔增程弹滑翔弹道优化设计分析 [J], 肖亮;王中原;周卫平;易文俊2.高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计 [J], 刘晓慧;聂万胜;杨新垒3.滑翔增程弹弹道优化设计研究 [J], 曹红锦;葛致磊4.远程制导炮弹有控段弹道优化设计 [J], 郑友胜;杨剑影;汤蒂莲;周海迎5.面向突防的多约束滑翔弹道优化设计 [J], 许强强;葛健全;杨涛;陶烨;黄浩因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

航空制导炸弹轨迹快速优化研究聂聪;张科;张明环;王佩【摘要】针对制导炸弹对地攻击的垂直打击的弹道特点，研究了多约束条件下的轨迹优化问题，提出了一种基于hp自适应Radau伪谱法（hp⁃RPM）的迭代求解策略。

该方法允许不同区间的插值多项式的阶次不同，并以轨迹曲率作为重新分配配点以提高区间求解精度的依据，当各配点处的计算精度达到设定的误差允许范围时，迭代停止。

以某航空制导炸弹为对象进行轨迹快速优化，仿真结果表明，该方法能够在多约束条件下快速生成满足要求的轨迹，且解的Hamilton函数满足最优性条件，与常规方法相比，平均增程效果达到11．45％。

%According to the ballistic characteristics of the vertical attack by an aerial guided bomb, we optimize its trajectory and design the iterative variable⁃order solution strategy based on the hp⁃adaptive Radau pseudospectral method( hp⁃RPM) to rapidly optimize the glide trajectory under multiple constraints. The strategy allows for differ⁃ent orders of polynomial approximation in different intervals. We enhance the accuracy of the intervals by redistribu⁃ting allocation points with the trajectory curvature. We iterate the redistribution of allocation points until their com⁃putational accuracy is acceptable to an error⁃tolerant degree. Then we simulate the rapid optimization of the trajecto⁃ry of a certain aerial guided bomb. The simulation results show that the strategy can rapidly generate satisfactory trajectories under multiple constraints and that the Hamilton function of the solution satisfies optimal performance conditions. Compared with theconventional strategies, the trajectory optimized with our strategy is improved by an average of 11.46%.【期刊名称】《西北工业大学学报》【年(卷),期】2016(034)006【总页数】6页(P963-968)【关键词】制导炸弹;轨迹优化;残差;hp自适应;Radau伪谱法【作者】聂聪;张科;张明环;王佩【作者单位】西北工业大学航天学院，陕西西安 710072; 航天飞行动力学国家级重点实验室，陕西西安 710072;西北工业大学航天学院，陕西西安 710072; 航天飞行动力学国家级重点实验室，陕西西安 710072;西北工业大学航天学院，陕西西安 710072; 航天飞行动力学国家级重点实验室，陕西西安 710072;西北工业大学航天学院，陕西西安 710072; 航天飞行动力学国家级重点实验室，陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】TJ761.5航空制导炸弹具有有效载荷比高、命中精度高、成本相对低廉等优点,是作战飞机近距空中支援、执行纵深打击、压制和摧毁敌方防控系统等任务最有效的内埋式武器[1]。

滑翔制导炮弹弹道规划及其自抗扰控制系统研究远程精确制导炮弹具有反应迅速、作战效能高、毁伤效果好、成本低、附带损失小等优势,是未来兵器技术的重点发展方向之一。

本文以某火箭助推滑翔增程制导炮弹为研究对象,围绕该类制导炮弹研制过程中遇到的一些理论和技术问题,对其弹道规划、制导律和控制系统设计方案进行了较为系统的研究。

首先,结合低速旋转滑翔制导炮弹的飞行特性,定义了以俯仰-偏航-滚转为旋转顺序的相关坐标系,建立了非线性六自由度刚体运动模型。

为便于控制系统设计,还给出了滑翔制导炮弹质心运动和绕质心转动的动力学模型的不同表述方式,以及准弹体坐标系下执行机构控制耦合模型。

其次,研究了滑翔制导炮轨迹规划中的性能指标模型。

考虑滑翔制导炮弹的滑翔能力和机动能力,提出了滑翔效率、机动效率和复合效率因子的概念。

对复合效率因子的自身特性以及它对飞行状态参数的影响进行了分析。

提出了基于最小化复合效率因子同时对舵偏实行紧约束的滑翔弹道优化方案,使得制导炮弹滑翔段的滑翔效率达到较佳效果同时储备的滑翔能力和机动能力均较强,并且整个控制过程中舵偏指令较小且平稳。

随后,提出了基于最小化复合效率因子模型的全弹道规划方案。

该方案通过在满足一定约束条件下最小化全弹道中的复合效率因子,可优化确定出不同飞行阶段的弹道参数,如初始射角、火箭发动机点火时间、滑翔启控时刻等。

然后,针对滑翔制导炮弹飞行控制能力和制导信息量有限状况,构建较为简洁的控制模型,研究对传感器和控制执行机构要求较低且操控高效、精度高的导引方法。

基于实时预测预设落点位置偏差来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想,提出了一种新的弹道修正导引方法,以减小导引指令饱和的可能性。

以该导引方法应用于末制导为例,分析了弹道修正导引律中各组成部分的特点,并给出了相关控制参数的选取范围。

同时,还对基于预设落点偏差提出的两种解算速度方向修正量的方法进行了对比分析,给出了各自的适用条件。