导读:本文包含了滑翔增程论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:滑翔弹,GPS,SINS组合导航,可观测性,大失准角
滑翔增程论文文献综述
王聪[1]（2018）在《滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究》一文中研究指出精确制导炮弹在现代战争中扮演着越来越重要的作用,目前较多采用滑翔增程技术以提高制导炮弹射程,采用GPS/SINS组合导航技术以实现精确制导,然而捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)的初始对准问题一直是严重制约其打击精确性的重点和难点。由于制导炮弹刚出膛时具有较高的旋转速度,包含的惯性器件工作条件较为恶劣,这导致传统基于地面静基座对准后再发射的方式失效。基于以上研究背景,本课题设计滑翔增程制导炮弹组合导航系统空中对准方案,分别在失准角模型、可观测性分析、非线性滤波器设计叁个方面展开详细论述,在量测噪声统计信息不确定的环境下,着重研究能够估计量测噪声的非线性滤波器,以实现其空中对准。SINS大失准角误差模型的建立。传统欧拉角误差模型多基于小姿态误差角假设条件进行推导,然而由于炮弹出膛到惯导模块开始工作期间,姿态误差角具有较大的不确定性,使得失准角的初值会很大,进而使得常规推导出的欧拉角误差模型难以应用。为改进以上建模问题,本文建立一种加性四元数误差模型,可适用于具有任意初始姿态误差角的系统模型建立。GPS/SINS组合导航系统的可观测性分析。利用全球定位系统(Global Positioning System,GPS)测得的速度和位置信息作为量测信息,建立组合导航系统的观测模型。考虑到可观测度的大小与机动方式有关,但是制导炮弹的机动方式一般固定不可变,因此这里只讨论制导炮弹常规机动方式的可观测度。利用PWCS可观测性分析理论和基于奇异值分解的可观测度分析方法,进而实现GPS/SINS模型可观测性分析。基于扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)算法进行失准角估计。在惯导模块工作前,粗对准更订失准角,将更订后的结果作为SINS系统导航的初始值;在此基础上,针对四元数误差模型的非线性,利用GPS测得信息作为量测量,双子样算法实现SINS更新,进而利用EKF算法估算出失准角。研究几种适用于强非线性系统的非线性滤波算法。EKF具有算法简单,容易实现等优点,因此在工程上应用较广泛,然而制导炮弹处于高动态、高速旋转的运动状态中,惯导系统误差模型是强非线性的,这时EKF算法估计精度严重下降,甚至发散,而且Jacobi矩阵的计算较为复杂。针对这种情况,研究了几种适用于强非线性模型的滤波算法,包括基于UT变换的无迹卡尔曼滤波算法(Unscented Kalman Filter,UKF)、基于spherical-radial cubature准则的容积卡尔曼滤波算法(Cubature Kalman filter,CKF)以及基于Sage-Husa极大后验估值器的自适应容积卡尔曼滤波算法(Adaptive cubature Kalman filter,ACKF)。最后将几种滤波方法应用到GPS/SINS组合系统对准模型中,并且进行了数值仿真,通过对仿真结果的分析与比较从而验证算法的有效性,因此本文的研究对工程实践具有一定的指导作用。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
陈琦[2]（2017）在《滑翔增程制导炮弹弹道优化及制导控制方法研究》一文中研究指出制导炮弹兼有战术导弹和普通炮弹的优点,不但单发成本低、反应迅速,而且具有较高的打击精度,是炮弹技术重点发展方向之一。本文以某鸭式布局低旋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理论和技术问题,对其方案弹道优化设计与制导控制系统设计进行了较为系统的研究。根据低速滚转制导炮弹的气动特性和运动特点,建立了其空间运动六自由度飞行动力学模型,并针对不同的应用场合需求,推导了用于研究方案弹道的简化制导炮弹运动模型、计及通道间耦合效应的姿态控制模型以及导引数学模型。为了弥补传统直接配点法对弹道优化问题离散精度有限的不足,构造了一种自适应网格更新策略,使节点能够依据离散误差的大小自动调整,在保证计算效率的基础上,提高了直接配点法的离散精度。综合考虑实际飞行环境中的模型误差、启控点参数偏差、气动力偏差以及气象偏差等不确定因素,引入线性协方差分析法评估方案弹道对各种不确定因素的敏感度,提出了一种不确定飞行环境下的弹道优化方法,从而为滑翔制导炮弹方案弹道的合理设计提供参考。针对滑翔制导炮弹在飞行过程中的特点,将全弹道划分为起飞段、助推段、爬升段以及滑翔段,建立了多阶段弹道优化模型,研究了全弹道优化设计方法,为最优射角、助推火箭点火时间、滑翔启控点以及滑翔段飞行姿态提供了设计参考。研究了滑翔制导炮弹的方案弹道跟踪问题。在最优控制理论的框架下,结合Gauss伪谱法,提出了一种具有解析解的间接Gauss伪谱弹道跟踪制导律。该算法不需要任何的积分或优化迭代过程,避免了求解黎卡提微分方程,在很大程度上提高了计算效率,并且随着求解问题规模的增大,这种优势更为明显。通过和GPOPS软件进行对比,验证了间接Gauss伪谱法具有很高的计算精度。此外,该算法还可以非常容易地处理复杂形式的加权矩阵,使得性能指标函数的设计更为灵活。为了降低间接Gauss伪谱弹道跟踪制导律对制导炮弹运动模型的依赖,基于虚拟点追踪的思想,提出了另外一种非线性弹道跟踪制导律。通过引入虚拟目标点,建立了弹道跟踪数学模型,并给出了一种适配于弹道跟踪问题的期望视线角,采用快速非奇异终端滑模和动态面控制方法进行了制导律设计,利用Lyapunov稳定性准则证明了所提的非线性弹道跟踪制导律的收敛性。仿真分析并对比了以上两种算法的弹道跟踪效果,同时也总结了二者各自的适用特点,为实际使用提供一定的指导。结合低速滚转制导炮弹俯仰和偏航通道耦合严重的特点,提出了一种基于轨迹线性化(TLC)的姿态控制方法。利用时标分离的原则,将姿态角回路和角速度回路分开进行研究,利用TLC前馈加反馈的控制框架,使各回路的误差动态特性沿标称轨迹指数稳定,保证了整个闭环系统能够保持较好的控制性能。为了进一步提高姿态控制器在受扰情况下的控制品质,提出了一种最大程度保留TLC优良特性,同时增强其在扰动作用下的鲁棒性的改进方案。采用韩式跟踪微分器计算指令信号的微分值,有效抑制了峰值现象,考虑由系统建模误差、气动参数摄动以及外部扰动组成的不确定性,设计扩张状态观测器对系统不确定性进行估计补偿,同时采用新型的积分滑模面进行各回路的反馈控制律设计。仿真结果验证了改进后的控制器在干扰的影响下仍能够保持良好的控制性能,可以满足滑翔制导炮弹高精度及强鲁棒性的控制要求。(本文来源于《南京理工大学》期刊2017-03-01）
张会勇,薛震,刘泽乾[3]（2016）在《卫星制导炸弹滑翔增程弹道分析》一文中研究指出针对卫星制导炸弹无动力的飞行特点,为实现滑翔增程目的,建立了滑翔增程弹道模型,采用使弹道上每点升阻比最大的思想进行弹道设计,该方法通过控制俯仰舵偏角来调节攻角的大小,使弹体产生向上的升力从而实现增程。对方案弹道进行了仿真分析,仿真结果表明:采用最大升阻比法的滑翔弹道下降趋势缓慢,增程效果显着。(本文来源于《现代防御技术》期刊2016年06期）
赵林东,张旭[4]（2016）在《滑翔增程火箭弹制导控制一体化设计研究》一文中研究指出对于采用助推-滑翔实现增程的制导火箭弹,将滑翔增程问题转化为对滑翔方案弹道的跟踪问题,为了改善传统制导控制设计方法的性能和对偏差与干扰的适应能力,研究了制导控制一体化设计方法。建立了火箭弹动力学模型、弹目相对模型和制导控制一体化模型,采用比例导引和PID等传统方法设计制导与控制律,基于自抗扰技术设计一体化控制律,并通过数字仿真进行了对比分析。(本文来源于《2016第八届全国计算物理会议报告文集》期刊2016-10-31）
卞伟伟,辛振芳,赵金鑫,常思江[5]（2016）在《一种滑翔增程火箭弹姿态控制器设计》一文中研究指出为了克服火箭弹滑翔飞行过程中各种扰动因素的影响,提高弹道控制效果,研究了一种非线性随机系统最优控制方法。基于火箭弹飞行过程的一般控制原理,建立了微分方程形式的姿态动力学模型;以攻角和侧滑角作为观测量,以舵偏角作为控制量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律;给出了伴随函数的详细表达式,并基于里卡蒂方程设计了最优滤波器。以滑翔段启控点散布作为特征点进行姿态控制器控制参数设计与仿真分析。仿真结果表明,该控制器系统响应快,具有良好的控制品质。(本文来源于《空军工程大学学报(自然科学版)》期刊2016年05期）
孙明飞,陈国光,杨东,纪尧[6]（2016）在《滑翔增程弹道的分段最优控制》一文中研究指出描述了滑翔增程火箭弹的原理,飞行过程以及受力情况,实时处理的方法以及优势。编制了飞行弹道的数学模型,通过编制程序,进行数值仿真计算,结果表明在弹道的滑翔段,不同分段数控制弹丸的增程效果不一样,存在一个最优分段数。分段数在128次时,不仅计算过程相对简单,且增程效果达到最优弹道的98%。而且还得到了分段数与增程效果的关系曲线,为战场的实时处理提供了数据依据。(本文来源于《现代防御技术》期刊2016年02期）
孙明飞[7]（2016）在《滑翔增程火箭弹的仿真研究》一文中研究指出现代战争中,射程是火箭最重要的一个性能指标之一,本文所研究的内容是怎样提高火箭的射程。文中比较了其他增程的技术途径,选用滑翔增程的方案研究增加武器射程的弹道理论,分析了各种仿真技术对鸭式翼气动力布局的仿真效果,选用fluent气动力仿真软件进行仿真计算,仿真的结果表明滑翔增程的方案使得火箭的射程大大增加了,验证了这种增程方式的可行性。本文首先总结了世界各个国家对增程火箭弹的研究和发展趋势,其次,根据空气动力学原理,文中对增程火箭弹的外形进行了分析选用,包括弹翼外形的分析和布局类型的选择,尾翼的外形设计,布局的类型,滑翔增程方案对弹身结构的需求。通过fluent仿真,进行各种参数的计算,表明此设计的外形气动性良好。再次介绍了火箭控制系统的设计需要考虑的各个问题,包括控制系统的静稳定性,操作性和控制特征点的选择等,对扰动运动方程组,传递函数进行了分析。然后分析火箭在飞行过程中的受力情况,各个方程组的建立,包括运动学方程组、动力学方程组、质量变化方程、几何关系方程、控制方程。通过几组方程和前面计算的各种系数,进行编程计算弹道。仿真计算显示,增程效果明显,证明此方案可行。最后文中提出了滑翔增程弹道分段控制的方案,并对原型弹的滑翔弹道进行了分析,分段最优控制滑翔增程方案,在大幅度减少弹载自控系统的计算量的同时,能达到接近于原型弹最优弹道98%的次优弹道,次优弹道和最优弹道相差很小,分段最优控制方案的提出为滑翔增程火箭弹在工程上的应用提供了可行性,为增程火箭弹的研究和发展提供了参考价值。(本文来源于《中北大学》期刊2016-04-15）
刘川江[8]（2015）在《关于滑翔增程弹气动力特性的研究》一文中研究指出滑翔增程技术是弹箭远程化发展的重要发展方向之一,其核心技术主要包括弹丸气动布局设计与滑翔控制策略相关。本文以某滑翔增程炮弹为研究对象,对弹丸气动特性进行研究。根据滑翔增程炮弹的增程原理及系统组成,对其气动外形类型和特点、气动外形设计方法、气动特性工程计算方法等进行了分析研究。采用部件组合法,建立了滑翔增程弹气动特性计算模型,并编制程序计算得出弹丸、尾翼和舵的气动参数,基本满足设计要求,全弹稳定储备量大于10%,满足稳定性要求。设计弹丸弹径155mm,通过UG建立弹丸叁维模型,使用Gambit软件建立计算流场域并进行网格划分和边界条件设置,利用Fluent中的网格优化工具对计算网格进行优化,在计算马赫数为0.8-3.0,攻角为0。和5。的计算工况下,对滑翔增程炮弹进行气动仿真,得到光弹、尾翼和舵的气动参数以及弹丸周围的压力、密度和马赫数分布等,为弹丸气动布局优化提供依据。根据工程计算与气动仿真结果,分析了滑翔增程炮弹的气动参数,优化了滑翔增程炮弹气动布局,并给出滑翔控制要求。(本文来源于《南京理工大学》期刊2015-12-01）
邱荣剑[9]（2015）在《滑翔增程制导炮弹方案弹道设计》一文中研究指出方案弹道是滑翔增程制导炮弹飞行的基准弹道,它的设计合理性直接影响到炮弹的射程与精度。根据滑翔弹道特点建立了方案弹道基本模型,研究了基于最大升阻比控制规律的方案弹道设计方法,分析了该方案弹道设计方法存在的不足。提出了采用恒定舵偏角控制规律的滑翔方案弹道设计方法,并进行了仿真和试验验证,结果表明,该方法合理可行,具有较高工程应用价值。(本文来源于《四川兵工学报》期刊2015年11期）
曹阳[10]（2015）在《基于ARM+FPGA的滑翔增程弹弹载计算机设计与实现》一文中研究指出滑翔增程制导炮弹是一种远距离、具有精确打击能力的炮射制导弹药。其弹载计算机是控制系统关键部件,既要完成方案弹道计算、舵翼张开控制、实时接收惯导与卫星定位装置的测量数据、实时解算出控制指令以及控制舵机实现滑翔与精度组合制导控制等功能,还负责控制系统主要功能部件状态检测。高动态环境(高过载、高转速、高初速等)、小体积、多功能要求是其设计难点。根据滑翔增程弹的功能和性能要求,提出了一种基于ARM+FPGA的滑翔增程制导炮弹弹载计算机硬件系统方案,选型S3C2440 ARM处理器,完成了SDRAM存储电路、NAND Flash存储电路、电源电路、时钟与复位电路、JTAG调试电路、以太网接口电路、模拟地与数字地的隔离电路、串口电路、舵机电源控制电路、FPGA电路以及FPGA与ARM接口电路等设计工作,综合考虑器件抗高过载、电磁兼容及电磁辐射等因素设计了电路布局结构并制作PCB电路板。基于Linux操作系统,修改并且移植了BootLoader引导程序,完成Linux嵌入式操作系统在硬件平台的裁剪与移植,并构建根文件系统,进行FPGA驱动程序的设计,完成FPGA器件对D/A的控制及PWM信号的输出,完成了SDRAM存储与读写、舵机控制等软件模块设计与开发工作。研制了ARM+FPGA的弹载计算机,完成了系统功能测试与调试,包括电路电磁兼容及整体性能测试,SDRAM和NAND Flash的测试,FPGA驱动加载的测试、FPGA的仿真以及舵机的反馈。测试结果表明,研制的ARM+FPGA弹载计算机满足滑翔增程制导炮弹环境与功能要求。(本文来源于《南京理工大学》期刊2015-01-01）
滑翔增程论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
制导炮弹兼有战术导弹和普通炮弹的优点,不但单发成本低、反应迅速,而且具有较高的打击精度,是炮弹技术重点发展方向之一。本文以某鸭式布局低旋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理论和技术问题,对其方案弹道优化设计与制导控制系统设计进行了较为系统的研究。根据低速滚转制导炮弹的气动特性和运动特点,建立了其空间运动六自由度飞行动力学模型,并针对不同的应用场合需求,推导了用于研究方案弹道的简化制导炮弹运动模型、计及通道间耦合效应的姿态控制模型以及导引数学模型。为了弥补传统直接配点法对弹道优化问题离散精度有限的不足,构造了一种自适应网格更新策略,使节点能够依据离散误差的大小自动调整,在保证计算效率的基础上,提高了直接配点法的离散精度。综合考虑实际飞行环境中的模型误差、启控点参数偏差、气动力偏差以及气象偏差等不确定因素,引入线性协方差分析法评估方案弹道对各种不确定因素的敏感度,提出了一种不确定飞行环境下的弹道优化方法,从而为滑翔制导炮弹方案弹道的合理设计提供参考。针对滑翔制导炮弹在飞行过程中的特点,将全弹道划分为起飞段、助推段、爬升段以及滑翔段,建立了多阶段弹道优化模型,研究了全弹道优化设计方法,为最优射角、助推火箭点火时间、滑翔启控点以及滑翔段飞行姿态提供了设计参考。研究了滑翔制导炮弹的方案弹道跟踪问题。在最优控制理论的框架下,结合Gauss伪谱法,提出了一种具有解析解的间接Gauss伪谱弹道跟踪制导律。该算法不需要任何的积分或优化迭代过程,避免了求解黎卡提微分方程,在很大程度上提高了计算效率,并且随着求解问题规模的增大,这种优势更为明显。通过和GPOPS软件进行对比,验证了间接Gauss伪谱法具有很高的计算精度。此外,该算法还可以非常容易地处理复杂形式的加权矩阵,使得性能指标函数的设计更为灵活。为了降低间接Gauss伪谱弹道跟踪制导律对制导炮弹运动模型的依赖,基于虚拟点追踪的思想,提出了另外一种非线性弹道跟踪制导律。通过引入虚拟目标点,建立了弹道跟踪数学模型,并给出了一种适配于弹道跟踪问题的期望视线角,采用快速非奇异终端滑模和动态面控制方法进行了制导律设计,利用Lyapunov稳定性准则证明了所提的非线性弹道跟踪制导律的收敛性。仿真分析并对比了以上两种算法的弹道跟踪效果,同时也总结了二者各自的适用特点,为实际使用提供一定的指导。结合低速滚转制导炮弹俯仰和偏航通道耦合严重的特点,提出了一种基于轨迹线性化(TLC)的姿态控制方法。利用时标分离的原则,将姿态角回路和角速度回路分开进行研究,利用TLC前馈加反馈的控制框架,使各回路的误差动态特性沿标称轨迹指数稳定,保证了整个闭环系统能够保持较好的控制性能。为了进一步提高姿态控制器在受扰情况下的控制品质,提出了一种最大程度保留TLC优良特性,同时增强其在扰动作用下的鲁棒性的改进方案。采用韩式跟踪微分器计算指令信号的微分值,有效抑制了峰值现象,考虑由系统建模误差、气动参数摄动以及外部扰动组成的不确定性,设计扩张状态观测器对系统不确定性进行估计补偿,同时采用新型的积分滑模面进行各回路的反馈控制律设计。仿真结果验证了改进后的控制器在干扰的影响下仍能够保持良好的控制性能,可以满足滑翔制导炮弹高精度及强鲁棒性的控制要求。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
滑翔增程论文参考文献
[1].王聪.滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究[D].哈尔滨工业大学.2018
[2].陈琦.滑翔增程制导炮弹弹道优化及制导控制方法研究[D].南京理工大学.2017
[3].张会勇,薛震,刘泽乾.卫星制导炸弹滑翔增程弹道分析[J].现代防御技术.2016
[4].赵林东,张旭.滑翔增程火箭弹制导控制一体化设计研究[C].2016第八届全国计算物理会议报告文集.2016
[5].卞伟伟,辛振芳,赵金鑫,常思江.一种滑翔增程火箭弹姿态控制器设计[J].空军工程大学学报(自然科学版).2016
[6].孙明飞,陈国光,杨东,纪尧.滑翔增程弹道的分段最优控制[J].现代防御技术.2016
[7].孙明飞.滑翔增程火箭弹的仿真研究[D].中北大学.2016
[8].刘川江.关于滑翔增程弹气动力特性的研究[D].南京理工大学.2015
[9].邱荣剑.滑翔增程制导炮弹方案弹道设计[J].四川兵工学报.2015
[10].曹阳.基于ARM+FPGA的滑翔增程弹弹载计算机设计与实现[D].南京理工大学.2015