考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模

旋转导弹结构细长,具有较大弹性,结构低频振动易与刚体运动相互耦合。为更好地研究旋转导弹的动力学特性,对考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模问题展开研究。引入瞬态坐标系,在该坐标系下利用拉格朗日方程建立弹性旋转导弹的惯性耦合完整模型。该模型考虑了弹性变形对质量特性的影响,能够完整描述刚体运动和弹性变形间的耦合效应。在不同假设下,将惯性耦合完整模型简化后可得到弹性耦合简化模型和非惯性耦合模型。仿真分析结果表明：相对于其他两种简化模型,惯性耦合完整模型能够更全面地描述旋转导弹的运动,而刚体运动与弹体变形耦合效应在旋转导弹建模和分析中不可忽略,需要加以考虑;在旋转导弹运动稳定情况下,3种模型的差别主要体现在姿态运动上,而在弹性变形上的差别可以忽略。     

自行火炮振动特性的计算

准确计算自行火炮的振动特性是发射动力学研究的重要内容．将自行火炮处理为由多个刚体、集中质量、弹性梁按一定方式铰接而成的刚弹耦合多体系统，建立了自行火炮的动力学模型，用多体系统传递矩阵法计算了其振动特性．计算结果与试验结果吻合较好．文中的方法可方便地推广到其它武器系统和各种机械多体系统．     

柔性飞行器飞行动力学与结构动力学耦合分析方法

柔性飞行器的刚体运动和弹性变形相互之间存在耦合影响.为实现柔性飞行器的运动和结构内力的耦合求解,利用Lagrange方程推导柔性飞行器的刚体运动弹性变形耦合方程,其中弹性变形部分利用柔性体的弹性模态来描述;通过算例研究柔性对飞行器运动轨迹和姿态的影响以度刚体运动对结构内力的影响,验证了刚体运动方程和结构动力学方程耦合求解的必要性.     

第二代可重复使用运载器及其再入制导技术

可重复使用运载器是未来航天运输系统发展的主要方向,各大国正围绕其关键技术开展积极的研究。第2代可重复使用运载器对再入制导技术的自主性、安全性和可靠性提出了更高的要求。分析了各国可重复使用运载器的发展概况,给出了可重复使用运载器再入的特点。重点综述了针对第2代可重复使用运载器开发的各种新型再入制导方法,并讨论了有待深入研究的可重复使用运载器再入制导关键技术。     

跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究

跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。     

重复使用运载器着陆滑跑距离估算方法研究

着陆滑跑距离是重复使用运载器着陆性能中最主要的指标之一,良好的着陆性能对飞行器的安全着陆至关重要.因重复使用运载器滑跑过程复杂,为工程应用需要,简化分析在跑道坐标系下建立飞行器着陆滑跑估算模型,并提出一种简单易懂的滑跑距离估算方法,考虑减速伞和地面风影响,研究不同滑跑工况下的滑跑距离估算方法.该滑跑距离估算方法简洁、算法易实现,适合工程应用.     

美国重复使用运载器空气动力学研究现状

描述了美国重复使用运载器如航天飞机轨道器、X-33、X-34、X-38等在空气动力学研究方面的最新进展情况,总结了美国重复使用运载器空气动力学研究的新特点,对我国重复使用运载器空气动力学发展提出了个人建议.     

THAAD拦截弹能量管理控制机动的策略与仿真

THAAD拦截弹是世界上少数能够进行能量管理控制机动的防空导弹之一。针对THAAD拦截弹先进的能量管理控制机动,从动力学模型、控制机制、运动学模型等方面提出了一套完整的方案。建立了非线性、强耦合、时变参数的大侧滑角弹体动力学模型,利用基于微分几何理论的反馈线性化技术将其解耦线性化,并设计了控制器实现姿态角的控制;建立了基于螺旋坐标系的运动学模型,并投影到地面坐标系来描述THAAD拦截弹的运动;最后通过六自由度仿真证明了该方案能够实现能量管理控制机动。     

组合动力运载器返回段轨迹设计建模研究

为克服当前已有升力式航天器再入模型的不足,建立适应于下面级组合动力运载器的返回段轨迹设计模型,对下面级组合动力运载器返回段轨迹特点和设计难点进行了分析,并针对此类飞行器返回过程中初始状态散布大、返回过程需进行机动转弯和冲压模态动力巡航、各阶段轨迹设计要求各异的问题,在转弯段以运载器速度为积分变量,通过引入方位-视线角偏差标志转弯终点,能够有效处理组合动力运载器返回过程各类约束。该模型计算结果符合组合动力运载器返回段轨迹特点和任务需要,能够满足此类运载器返回段轨迹设计要求。     

高超声速飞行器弹性振动抑制方法研究

分析了静不稳定高超声速飞行器弹性振动与飞行控制系统之间的耦合机理,进而研究机体弹性振动抑制方法。建立弹性高超声速飞行器耦合模型,针对静不稳定特性设计角速率稳定回路,并从时域和频域研究弹性振动与角速度稳定回路的耦合机理;提出一种新型综合相位稳定方法,该方法在达到传统弹性振动相位稳定要求同时保证弹性模态最大能控性指标,得到一种新的敏感元件位置配置准则。仿真结果表明,该方法能够保证飞行器的稳定性,与采用增益稳定和普通相位稳定方法相比,能更好地快速抑制弹性振动。     

柔性弹箭飞行力学建模研究

结合传统弹箭刚体飞行动力学理论,基于大运动弹性体浮动框架建模方法,采用混合坐标建立了飞行力学模型,该模型考虑了柔性弹箭惯量矩阵时变效应,通过小参数摄动法确定了柔性变形引起的空气动力变化.采用了合适的浮动框架--线性化Tisserand框架,使得浮动框架引出的约束方程自动满足,飞行力学求解由微分代数混合方程组化为微分方程组;通过分析变形运动方程,给出了在转速变化较慢的被动段时系统临界状态的条件和临界转速.     

弹性体导弹主动减振组合控制器设计

将导弹弹体弹性变形引起的附加气动力引入导弹刚体运动方程和弹性振动方程,推导出弹性体导弹数学模型,在此基础上引入主动作动力,建立起适合进行主动减振设计的弹性体导弹状态空间模型.针对解耦的刚性子系统设计H∞控制器模拟刚体导弹控制器,针对弹性子系统设计LQR控制器,再考虑耦合项对弹性子系统进行控制器设计,得到主动减振组合控制器.仿真结果验证了所设计的组合控制器在保证弹体运动姿态控制的同时具有较好的减振效果.     

固定鸭舵式弹道修正弹二体系统建模

固定鸭舵式二维弹道修正弹修正组件相对弹体具有不同的滚转角速度,传统6D弹道模型不能有效描述弹丸的运动特性和规律。针对该问题,在修正组件和弹体无气动耦合的假设下,研究了修正组件、弹体的运动与弹丸运动的关系,分析了弹丸飞行过程中两刚体间的相互作用,综合两刚体的运动学和动力学方程建立了7D弹道模型。针对某型尾翼稳定弹建立了仿真模型,并对不同面积、不同舵偏角、不同修正组件质量3种状态进行了仿真分析。仿真结果表明,该模型可有效描述弹丸在飞行过程中的运动状态,且能够反映弹丸的弹道特性和运动规律。该模型可用于该型弹丸的弹道解算,并为该类弹丸的研究提供依据。     

通用航空飞行器再入大气的热流峰值、最大过载和动压峰值研究

在一定假设条件下,建立了再入飞行器的一阶近似运动方程.为了确定通用航空飞行器的再入走廊,推导了热流峰值、最大过载和动压峰值与再入角、升阻比、倾斜角等参数之间的解析表达式.通过仿真,给出了在不同飞行状况下的计算曲线,并得到相应结论.     

中远程火箭被动段飞行参数的一种预示方法

对中远程火箭，在地面冲量发射、椭圆弹道和最小能量弹道的假设条件下，再入段在“直线弹道”的假设条件下，对给定射程提出了一种预示再入飞行器被动段飞行参数的近似解析计算方法。再入飞行器被动段飞行参数包括：被动段飞行时间；最大飞行高度；再入初始飞行速度与弹道倾角；最大轴向过载系数与最大动压及它们的发生高度；驻点最大外压、最大热流与总加热量；球头最大热流与总加热量；锥面最大外压、最大热流与总加热量；再入段飞行时间等。     

再入返回飞行器舱内压力动态变化的预测技术研究

对于采用封闭舱室布局的再入返回飞行器,短时间内飞行高度的变化会导致舱室结构承受较大的内外气压差。为了减小这种压差载荷,通常会在表面合适位置设计合理的通气孔,使舱内压力随外界压力的变化而变化。提出的准一维等熵流法和非定常CFD相结合的方法,有效地解决了飞行器表面气流高速流动与进排气过程强烈耦合的非定常流动难题,实现了飞行过程中舱内压力动态变化的精确预测,并结合某飞行试验对亚声速状态进行了验证,具有较强的工程借鉴意义。     

运载火箭多体系统动力学发展及应用

从工程实际角度,对运载火箭中的相关多体系统动力学问题进行分析与思考,提出运载火箭研制过程中多体系统动力学学科发展的重要性,并指出多体系统动力学在运载火箭研制方面后续需发展的若干方向,诸如贮箱晃动、分离装置、关节类机构等。建议结合运载火箭大过载、多相耦合的特点,开展针对模型高阶、强非线性相关动力学研究与工程软件研发。