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高速遠程精確打擊飛行器方案設(shè)計方法與應(yīng)用 版權(quán)信息
- ISBN：9787118091847
- 條形碼：9787118091847 ; 978-7-118-09184-7
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數(shù)：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
高速遠程精確打擊飛行器方案設(shè)計方法與應(yīng)用 本書特色
《高速遠程精確打擊飛行器方案設(shè)計方法與應(yīng)用》完整地研究了助推—滑翔飛行器、彈道式空間再入飛行器和滑翔式空間再入飛行器的彈道特性，分析了上述三種高速遠程精確打擊飛行器的方案可行性，完成了飛行器運動模型的建立、飛行彈道優(yōu)化、指標參數(shù)確定和交接。根據(jù)不同飛行器的特點和指標參數(shù)要求，從技術(shù)可行性和運用效能方面考慮，明確了高速遠程精確打擊的可行方案，完成了總體任務(wù)方案的設(shè)計和指標參數(shù)的閉環(huán)論證。
高速遠程精確打擊飛行器方案設(shè)計方法與應(yīng)用 內(nèi)容簡介
本書完整地研究了助推-滑翔飛行器、彈道式空間再入飛行器和滑翔式空間再入飛行器的彈道特性，分析了上述三種高速遠程精確打擊飛行器的方案可行性，完成了飛行器運動模型的建立、飛行彈道優(yōu)化、指標參數(shù)確定和交接。根據(jù)不同飛行器的特點和指標參數(shù)要求，從技術(shù)可行性和運用效能方面考慮，明確了高速遠程精確打擊的可行方案，完成了總體任務(wù)方案的設(shè)計和指標參數(shù)的閉環(huán)論證。
高速遠程精確打擊飛行器方案設(shè)計方法與應(yīng)用 目錄
**篇高速遠程打擊飛行器及數(shù)學模型
第1章世界高速遠程精確對地打擊飛行器發(fā)展動向
1.1助推一滑翔飛行器發(fā)展動向
1.2高速再入飛行器發(fā)展動向
1.2.1彈道式再入飛行器
1.2.2滑翔再入飛行器
1.2.3部分軌道再入飛行器
1.3概念及關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展
1.3.1概念及應(yīng)用模式
1.3.2關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展情況
第2章飛行器仿真數(shù)學模型
2.1引言
2.2彈道分段
2.3運動模型
2.3.1坐標系定義
2.3.2坐標系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系
2.3.3運動方程
2.3.4運動方程簡化
2.4運載火箭質(zhì)量估算模型
2.4.1起飛質(zhì)量
2.4.2各級參數(shù)
2.3.3主動段彈道劃分
2.4.4舉例驗證
2.5典型飛行器氣動構(gòu)型
2.5.1升力體
2.5.2翼身融合體
2.5.3軸對稱旋成體
2.5.4乘波體
2.6升力體滑翔飛行器氣動性能
2.6.1控制方程
2.6.2數(shù)值離散
2.6.3湍流模型
2.6.4邊界條件
2.6.5計算結(jié)果及數(shù)據(jù)處理
2.7約束模型
2.7.1過程約束
2.7.2端點及控制量約束
第二篇助推一滑翔飛行器彈道特征及應(yīng)用
第3章助推一滑翔飛行器彈道優(yōu)化與應(yīng)用
3.1引言
3.2優(yōu)化方法
3.2.1bolza*優(yōu)控制問題
3.2.2radau偽譜法
3.2.3hp—自適應(yīng)更新方法
3.3滑翔段初始參數(shù)選擇
3.3.1初始傾角范圍
3.3.2初始速度范圍
3.3.3初始高度范圍
3.4全程優(yōu)化方案
3.4.1優(yōu)化方案
3.4.2優(yōu)化結(jié)果分析
3.5可達區(qū)仿真與分析
3.5.1航程、縱程及橫程定義
3.5.2可達區(qū)的仿真算例
3.5.3終端約束條件的影響
3.6繞飛規(guī)避能力分析
3.6.1針對不同目標的繞飛情況
3.6.2盲區(qū)的影響因素
3.7小結(jié)
第4章落角約束下飛行器撞擊彈道
4.1引言
4.2飛行器的末導(dǎo)引律
4.2.1運動方程
4.2.2落角約束的滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律
4.2.3末制導(dǎo)彈道仿真
4.3末制導(dǎo)階段交接班指標
4.3.1搜索法
4.3.2交接班指標的選取
4.4交接窗口分析
4.4.1無初始參數(shù)誤差的交接窗口
4.4.2參數(shù)誤差對落點精度的影響
4.4.3蒙特卡洛法
4.4.4仿真結(jié)果
4.5末制導(dǎo)階段的攻擊范圍
4.5.1導(dǎo)引律對移動目標適應(yīng)性
4.5.2有效攻擊范圍
4.6小結(jié)
第三篇彈道式再入打擊方案特征及應(yīng)用
第5章彈道式再入打擊方案特點
5.1引言
5.2*優(yōu)離軌制動計算模型
5.3彈頭垂直再入可行性
5.3.1有限推力離軌制動
5.3.2連續(xù)小推力離軌制動
5.4*小再入角及再人速度分布
5.4.1*優(yōu)初始參數(shù)計算方法
5.4.2彈頭再入?yún)?shù)
5.5*小再人角要求下離軌制動性能
5.5.1不同空重動能彈離軌燃料消耗
5.5.2不同軌道傾角離軌燃料消耗
5.5.3平臺側(cè)向機動覆蓋能力
5.6彈道式再入打擊特點
5.7小結(jié)
第四篇滑翔再入飛行器特征及應(yīng)用
第6章彈著角約束制導(dǎo)律及指標
6，1引言
6.2彈著角約束下的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律
6.2.1彈著角約束變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律設(shè)計
6.2.2無動力制導(dǎo)彈藥動力學模型
6.3制導(dǎo)性能驗證
6.3.1彈著角約束性能對比驗證
6.3.2高速條件下制導(dǎo)性能
6.4動能彈彈道特性影響因素
6.4.1投放速度對彈道特性的影響
6.4.2投放傾角對彈道特性的影響
6.4.3投放高度和目標距離對彈道特性的影響
6.5動能彈*優(yōu)投放指標
6.5.1多學科集成優(yōu)化設(shè)計方法
6.5.2計算方法驗證
6.5.3標準投放指標
6.6小結(jié)
第7章飛行器下壓段多約束預(yù)測一修正導(dǎo)引律及指標
7.1引言
7.2飛行器動能撞擊*優(yōu)彈道特性
7.2.1飛行器末段動力學模型
7.2.2飛行器*優(yōu)撞擊彈道特性
7.2.3飛行器垂直動能撞擊可行性
7.3飛行器多約束預(yù)測一修正末導(dǎo)引律設(shè)計
7.3.1終端角度約束預(yù)測控制指令生成
7.3.2減速修正制導(dǎo)指令生成
7.3.3制導(dǎo)飛行仿真流程
7.4制導(dǎo)方法驗證及初始參數(shù)
7.4.1制導(dǎo)性能對比驗證
7.4.2彈道偏角偏差適應(yīng)能力
7.5下壓段飛行彈道影響因素
7.5.1初始傾角對下壓段彈道的影響
7.5.2初始速度對下壓段彈道的影響
7.5.3投彈點距離對下壓段彈道的影響
7.6飛行器下壓段進入窗口
7.6.1不同初始傾角下*小初始速度
7.6.2投彈點距離分布
7.6.3典型投彈點進入窗口
7.7小結(jié)
第8章飛行器滑翔段技術(shù)方案及指標
8.1引言
8.2多約束條件下*優(yōu)滑翔軌跡指標參數(shù)
8.2.1飛行器再入滑翔段動力學模型
8.2.2算例驗證
8.3再人滑翔段性能指標
8.3.1再入角可行范圍
8.3.2再入速度可行范圍
8.3.3*小終端傾角
8.3.4飛行器繞飛規(guī)避能力
8.4再入滑翔段*優(yōu)非線性反饋制導(dǎo)方案
8.4.1氣動系數(shù)偏差對開環(huán)控制軌跡的影響
8.4.2*優(yōu)非線性反饋制導(dǎo)方案
8.4.3誤差干擾下制導(dǎo)性能分析
8.5再人飛行器地面可達范圍解析算法及其影響因素
8.5.1縱程與橫程近似關(guān)系建立
8.5.2地球表面近似可達區(qū)域計算
8.5.3解析算法驗證
8.5.4再入覆蓋范圍分布特征
8.5.5對地覆蓋范圍影響因素
8.6小結(jié)
第9章飛行器空間部署及離軌方案
9.1引言
9.2飛行器空間部署形式
9.2.1軌道面數(shù)量的設(shè)計
9.2.2單個軌道面內(nèi)飛行器部署數(shù)量
9.3回歸軌道設(shè)計
9.3.1軌道回歸方程
9.3.2圓回歸軌道方程求解
9.4飛行器*優(yōu)離軌制動方案及指標
9.4.1再入速度范圍
9.4.2標準速度下再入角范圍
9.4.3優(yōu)化指標和發(fā)動機作用方式對飛行器過渡段飛行的影響
9.4.4逆行軌道*優(yōu)再入?yún)?shù)
9.4.5平臺可行質(zhì)量范圍
9.4.6不同初始質(zhì)量的*優(yōu)推力角變化
9.5制動發(fā)動控制方案
9.5.1發(fā)動機關(guān)機方案
9.5.2不同制動點位置控制方案適應(yīng)性
9.5.3不同初始質(zhì)量控制方案適應(yīng)性
9.6小結(jié)
第五篇總體方案設(shè)計與仿真演示
第10章典型方案設(shè)計及指標
10.1助推一滑翔式飛行器任務(wù)規(guī)劃
10.1.1主動段關(guān)機點的選取
10.1.2運載火箭性能參數(shù)規(guī)劃
10.2高速再人滑翔飛行器方案設(shè)計
10.2.1衛(wèi)星搭載型
10.2.2可重復(fù)使用型整體結(jié)構(gòu)及應(yīng)用指標
第11章飛行器再入突防能力
11.1探測概率分析
11.1.1預(yù)警衛(wèi)星探測概率
11.1.2預(yù)警雷達探測概率
11.2反導(dǎo)武器攔截能力
11.2.1攔截彈數(shù)學模型
11.2.2不同攔截武器基本情況
11.2.3攔截對抗仿真分析
參考文獻
第1章世界高速遠程精確對地打擊飛行器發(fā)展動向
1.1助推一滑翔飛行器發(fā)展動向
1.2高速再入飛行器發(fā)展動向
1.2.1彈道式再入飛行器
1.2.2滑翔再入飛行器
1.2.3部分軌道再入飛行器
1.3概念及關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展
1.3.1概念及應(yīng)用模式
1.3.2關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展情況
第2章飛行器仿真數(shù)學模型
2.1引言
2.2彈道分段
2.3運動模型
2.3.1坐標系定義
2.3.2坐標系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系
2.3.3運動方程
2.3.4運動方程簡化
2.4運載火箭質(zhì)量估算模型
2.4.1起飛質(zhì)量
2.4.2各級參數(shù)
2.3.3主動段彈道劃分
2.4.4舉例驗證
2.5典型飛行器氣動構(gòu)型
2.5.1升力體
2.5.2翼身融合體
2.5.3軸對稱旋成體
2.5.4乘波體
2.6升力體滑翔飛行器氣動性能
2.6.1控制方程
2.6.2數(shù)值離散
2.6.3湍流模型
2.6.4邊界條件
2.6.5計算結(jié)果及數(shù)據(jù)處理
2.7約束模型
2.7.1過程約束
2.7.2端點及控制量約束
第二篇助推一滑翔飛行器彈道特征及應(yīng)用
第3章助推一滑翔飛行器彈道優(yōu)化與應(yīng)用
3.1引言
3.2優(yōu)化方法
3.2.1bolza*優(yōu)控制問題
3.2.2radau偽譜法
3.2.3hp—自適應(yīng)更新方法
3.3滑翔段初始參數(shù)選擇
3.3.1初始傾角范圍
3.3.2初始速度范圍
3.3.3初始高度范圍
3.4全程優(yōu)化方案
3.4.1優(yōu)化方案
3.4.2優(yōu)化結(jié)果分析
3.5可達區(qū)仿真與分析
3.5.1航程、縱程及橫程定義
3.5.2可達區(qū)的仿真算例
3.5.3終端約束條件的影響
3.6繞飛規(guī)避能力分析
3.6.1針對不同目標的繞飛情況
3.6.2盲區(qū)的影響因素
3.7小結(jié)
第4章落角約束下飛行器撞擊彈道
4.1引言
4.2飛行器的末導(dǎo)引律
4.2.1運動方程
4.2.2落角約束的滑模變結(jié)構(gòu)導(dǎo)引律
4.2.3末制導(dǎo)彈道仿真
4.3末制導(dǎo)階段交接班指標
4.3.1搜索法
4.3.2交接班指標的選取
4.4交接窗口分析
4.4.1無初始參數(shù)誤差的交接窗口
4.4.2參數(shù)誤差對落點精度的影響
4.4.3蒙特卡洛法
4.4.4仿真結(jié)果
4.5末制導(dǎo)階段的攻擊范圍
4.5.1導(dǎo)引律對移動目標適應(yīng)性
4.5.2有效攻擊范圍
4.6小結(jié)
第三篇彈道式再入打擊方案特征及應(yīng)用
第5章彈道式再入打擊方案特點
5.1引言
5.2*優(yōu)離軌制動計算模型
5.3彈頭垂直再入可行性
5.3.1有限推力離軌制動
5.3.2連續(xù)小推力離軌制動
5.4*小再入角及再人速度分布
5.4.1*優(yōu)初始參數(shù)計算方法
5.4.2彈頭再入?yún)?shù)
5.5*小再人角要求下離軌制動性能
5.5.1不同空重動能彈離軌燃料消耗
5.5.2不同軌道傾角離軌燃料消耗
5.5.3平臺側(cè)向機動覆蓋能力
5.6彈道式再入打擊特點
5.7小結(jié)
第四篇滑翔再入飛行器特征及應(yīng)用
第6章彈著角約束制導(dǎo)律及指標
6，1引言
6.2彈著角約束下的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律
6.2.1彈著角約束變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律設(shè)計
6.2.2無動力制導(dǎo)彈藥動力學模型
6.3制導(dǎo)性能驗證
6.3.1彈著角約束性能對比驗證
6.3.2高速條件下制導(dǎo)性能
6.4動能彈彈道特性影響因素
6.4.1投放速度對彈道特性的影響
6.4.2投放傾角對彈道特性的影響
6.4.3投放高度和目標距離對彈道特性的影響
6.5動能彈*優(yōu)投放指標
6.5.1多學科集成優(yōu)化設(shè)計方法
6.5.2計算方法驗證
6.5.3標準投放指標
6.6小結(jié)
第7章飛行器下壓段多約束預(yù)測一修正導(dǎo)引律及指標
7.1引言
7.2飛行器動能撞擊*優(yōu)彈道特性
7.2.1飛行器末段動力學模型
7.2.2飛行器*優(yōu)撞擊彈道特性
7.2.3飛行器垂直動能撞擊可行性
7.3飛行器多約束預(yù)測一修正末導(dǎo)引律設(shè)計
7.3.1終端角度約束預(yù)測控制指令生成
7.3.2減速修正制導(dǎo)指令生成
7.3.3制導(dǎo)飛行仿真流程
7.4制導(dǎo)方法驗證及初始參數(shù)
7.4.1制導(dǎo)性能對比驗證
7.4.2彈道偏角偏差適應(yīng)能力
7.5下壓段飛行彈道影響因素
7.5.1初始傾角對下壓段彈道的影響
7.5.2初始速度對下壓段彈道的影響
7.5.3投彈點距離對下壓段彈道的影響
7.6飛行器下壓段進入窗口
7.6.1不同初始傾角下*小初始速度
7.6.2投彈點距離分布
7.6.3典型投彈點進入窗口
7.7小結(jié)
第8章飛行器滑翔段技術(shù)方案及指標
8.1引言
8.2多約束條件下*優(yōu)滑翔軌跡指標參數(shù)
8.2.1飛行器再入滑翔段動力學模型
8.2.2算例驗證
8.3再人滑翔段性能指標
8.3.1再入角可行范圍
8.3.2再入速度可行范圍
8.3.3*小終端傾角
8.3.4飛行器繞飛規(guī)避能力
8.4再入滑翔段*優(yōu)非線性反饋制導(dǎo)方案
8.4.1氣動系數(shù)偏差對開環(huán)控制軌跡的影響
8.4.2*優(yōu)非線性反饋制導(dǎo)方案
8.4.3誤差干擾下制導(dǎo)性能分析
8.5再人飛行器地面可達范圍解析算法及其影響因素
8.5.1縱程與橫程近似關(guān)系建立
8.5.2地球表面近似可達區(qū)域計算
8.5.3解析算法驗證
8.5.4再入覆蓋范圍分布特征
8.5.5對地覆蓋范圍影響因素
8.6小結(jié)
第9章飛行器空間部署及離軌方案
9.1引言
9.2飛行器空間部署形式
9.2.1軌道面數(shù)量的設(shè)計
9.2.2單個軌道面內(nèi)飛行器部署數(shù)量
9.3回歸軌道設(shè)計
9.3.1軌道回歸方程
9.3.2圓回歸軌道方程求解
9.4飛行器*優(yōu)離軌制動方案及指標
9.4.1再入速度范圍
9.4.2標準速度下再入角范圍
9.4.3優(yōu)化指標和發(fā)動機作用方式對飛行器過渡段飛行的影響
9.4.4逆行軌道*優(yōu)再入?yún)?shù)
9.4.5平臺可行質(zhì)量范圍
9.4.6不同初始質(zhì)量的*優(yōu)推力角變化
9.5制動發(fā)動控制方案
9.5.1發(fā)動機關(guān)機方案
9.5.2不同制動點位置控制方案適應(yīng)性
9.5.3不同初始質(zhì)量控制方案適應(yīng)性
9.6小結(jié)
第五篇總體方案設(shè)計與仿真演示
第10章典型方案設(shè)計及指標
10.1助推一滑翔式飛行器任務(wù)規(guī)劃
10.1.1主動段關(guān)機點的選取
10.1.2運載火箭性能參數(shù)規(guī)劃
10.2高速再人滑翔飛行器方案設(shè)計
10.2.1衛(wèi)星搭載型
10.2.2可重復(fù)使用型整體結(jié)構(gòu)及應(yīng)用指標
第11章飛行器再入突防能力
11.1探測概率分析
11.1.1預(yù)警衛(wèi)星探測概率
11.1.2預(yù)警雷達探測概率
11.2反導(dǎo)武器攔截能力
11.2.1攔截彈數(shù)學模型
11.2.2不同攔截武器基本情況
11.2.3攔截對抗仿真分析
參考文獻
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