基于组合导航的助推滑翔导弹气动在线辨识与弹道规划方法研究

发布时间：2021-11-24 05:39

　　助推滑翔导弹以其射程远、精度高、机动灵活的特点成为了近年来的国内外的研究热点。然而助推滑翔导弹的主要射程集中在大气层内,飞行环境十分复杂,气动参数的天地差异相当明显,大气扰动相当显著,这些因素对导弹的飞行稳定性以及制导精度造成了相当显著的恶劣影响。而且由于这些年反导系统的飞速成长,在反导系统的威慑下,基于离线规划的弹道规划难以适应助推滑翔飞行器在大气层内长时间的机动突防变轨、对时敏目标及大范围机动目标的攻击以及目标变更后的弹道重新规划的需要,使导弹的作战性能以及作战的灵活性受到了制约。由于助推滑翔导弹滑翔段的气动环境十分复杂,传统的气动数据获取方法如地面风洞试验、数值仿真计算和飞行试验得到的气动参数并不能精确等于导弹飞行的真实环境中的气动参数,因此导弹在设计过程中所用的气动参数和实际飞行过程中的气动参数是不一致的。为了提高导弹的飞行性能,获取精确的气动参数是至关重要的。因此本文立足于如何获取精确的气动参数,提出了基于组合导航的气动参数在线辨识与弹道在线优化方法研究。将GPS-INS组合导航系统计算出来的导航参数应用于气动参数辨识,然后再将气动参数在线辨识出的气动参数应用于弹道在线规划,... 

【文章来源】：国防科技大学湖南省 211工程院校 985工程院校

【文章页数】：82 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

再入走廊与飞行器参数的关系

图 5- 3 再入走廊与飞行器参数的关系取最小气动总加热性能指标，分别对两个攻角文件进行计算仿真，得到的优化结果为：侧倾角文件Ⅰ：1V 3245m / s，1 70 ；侧倾角文件Ⅱ：1V 3550m /s，1 66 ，仿真结果见图 5-4。

【参考文献】：
期刊论文
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本文编号：3515346