高超声速飞行试验风场建模与仿真分析

从高超声速飞行试验的飞行高度范围出发，对平均风、阵风／突风、大气紊流及随机风场进行了分析与研究．在对实测风场数据进行统计处理的基础上，对地面风场、低／中空风场、高空风场建立了数学模型，并采用参数辨识方法，确定其参数值．为验证模型的正确性与合理性，随机选取四组地面风场测量数据和三组空中风场测量数据进行分析，结果表明，本文的风场模型基本能够反映实际大气风场的变化，在较多情况下其变化规律与实测风场较吻合，风场数据基本位于风剖面附近或以内，载入随机风场后更能最大程度地模拟风场变化规律．     

临近空间大气环境对高超声速飞行器气动特性的影响研究进展

随着临近空间高超声速飞行器的不断发展,对临近空间环境的开发提出了迫切需求,研究临近空间环境对高超声速飞行器的影响是近年来的研究热点。调研了20~100 km临近空间大气密度和大气风场对高超声速再入飞行器的影响。大气密度会影响飞行器的气动力和气动热,大气风场不仅影响飞行器的结构稳定,还会对飞行的姿态角及气动力和气动力矩产生影响,引起弹道的偏离。基于调研现状,提出了一些建议。     

100km以下风场对远程弹箭运动的影响研究

在声坐标系中建立了100 km高度范围内自由大气风场的计算模型,根据Nimbus-7卫星探测器( SAMS)温度数据,利用热成风公式对100 km以下的风场进行了计算分析,与某火箭探空实测数据的对比曲线显示：计算风场与火箭实测风的分布规律基本一致,说明根据卫星探测温度数据,在p坐标系中利用热成风公式计算高空风场的方法是可行的。以某远程火箭为对象进行的对比计算结果表明,受高空风的影响,远程弹箭的射程差与侧偏都很大。     

嵌入式大气数据传感与惯性导航信息融合方法研究

嵌入式大气数据传感系统技术适用于高速飞行器,针对飞行器大机动飞行或者稀薄大气环境中飞行时存在系统精度下降问题,利用嵌入式大气传感与惯性导航信息进行融合可解决此问题。对嵌入式大气数据传感与惯性导航信息融合方法进行研究,提出基于互补滤波的融合方法和基于模型的卡尔曼滤波的融合方法,以上两种方法均可用于工程设计。     

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案,其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准,具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析,介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案,重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型,并针对嵌入式大气数据解算,介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法,研究表明,算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点,适用于在现代高超声速飞行器。     

空天飞行器大气传感技术研究

根据空天飞行器的特点和大气传感系统的技术类型,调研了国外典型空天飞行器的大气传感系统技术,明确了嵌入式大气数据传感技术适合空天飞行器,在此基础上分析了嵌入式大气数据传感系统的组成方案,并针对空天飞行器的特殊需求,梳理了嵌入式大气数据传感系统关键技术。     

星光折射间接敏感地平定位模型的误差分析

为了全面分析各因素对星光折射间接敏感地平定位精度的影响,在分析星光折射定位模型各类误差来源及其误差特性的基础上,建立了大气密度、折射角、密度标尺高度与星光折射间接敏感地平定位精度之间的误差传递模型,并利用MSIS(质谱非相干散射模式)大气数据对这些误差传递模型进行了不同条件的验证与分析,为间接地平定位法的误差定量分析及工程应用提供了参考。     

基于主成分估计的自变量选择

研究了大型参数模型的模型选择问题，针对模型病态的情况，提出了基于主成分估计的自变量选择的Cp准则。应用于航天飞行器控制系统误差分离，以及外弹道跟踪测量系统误差估计，大量仿真计算与实测数据计算表明，运用该方法可以同时得到高精度的飞行器轨道参数控制系统误差和外弹道测量系统误差的估计。最后，提出了并行算法并分析了它的可扩展性。     

嵌入式大气数据传感技术研究

从国外大气数据传感技术的类型、现状和发展趋势出发,分析了传统基于空速管的探针式大气数据传感技术和嵌入式大气数据传感技术的特点。嵌入式大气数据传感技术是未来大气传感技术的发展方向,在此基础上提出了嵌入式大气数据传感系统的组成方案,并对各主要部分进行了分析,最后针对高速飞行器分析了嵌入式大气数据传感系统的需求和相关关键技术。     

基于飞行模态辨识的飞行器弹性运动计算模型选择研究

通过对比分析了飞行器机动飞行时动载荷数值计算结果和辨识结果,对弹性运动的计算模型进行了验证分析。首先,详细介绍了飞行器的弹性运动模型和结构动力学模型,并简要介绍了模态特征系统实现算法(Eigensystem Realization Algorithm,ERA)环境激励模态辨识方法的理论。其次,计算分析了由于操作机构作动引起的飞行器整体动载荷,研究了两种激励力计算方法间的区别。最后,基于工作模态辨识理论和实测振动数据,辨识了飞行器的动载荷,对计算结果进行了验证。通过研究,发现弹性运动计算模型是介于增量模型和绝对量模型这两者之间的。     

对建立我国炮兵高空标准气象条件的分析和建议

针对我国炮兵用标准气象条件缺少30 km高度以上气象参数分布的情况,根据超远程、高空飞行弹箭的弹道设计、弹道标准化及射表编制对高空标准气象条件的要求,给出了适合高空远程弹箭飞行的动力学模型.在对高空气象探测火箭实测气象数据分析的基础上,分析了气温、气压、空气密度随高度的变化规律,提出了56 km以下、可初步供国内开展高空飞行弹箭研究使用的高空标准气象条件.以150 km射程远程火箭为例,分析了不同高空气象条件对飞行弹道的影响,为远程高空弹箭研究提供了参考.     

运载火箭全数字飞行仿真

以某型号运载火箭为研究对象，建立飞行仿真系统各功能模块的数学模型，并基于MATLAB／Simulink仿真工具对这些模型进行相应的仿真。采用Simulink子系统及其封装技术，把大的模型分割成几个小的模型系统，最终完成飞行全过程的仿真。以一、二级飞行段仿真为例进行分析，仿真结果与试验数据较为吻合，验证该仿真模型正确有效。     

飞行器往复式滑翔延时弹道特性

为进一步延长侦察类巡航导弹的飞行时间,提出一种新型亚音速往复式滑翔盘旋弹道方案,并分析该弹道方案的延时效率及其特性。通过计算流体力学数值风洞获取飞行器的气动参数,采用4阶Adams-Moulton算法数值求解飞行器的弹道控制方程组,对比分析水平盘旋和往复式滑翔盘旋弹道方案的飞行时间差异,进一步分析飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道飞行时间的影响。结果表明：飞行器往复式滑翔延时弹道方案可以延长飞行时间,相对于水平盘旋弹道最优工况延时效率可达到14.79%;在飞行器往复式滑翔盘旋弹道实现的前提下,飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道的飞行时间影响不大。     

高原环境对高炮外弹道特性的影响

对平原和高原环境下弹丸飞行稳定性的差异进行了分析,提出了高原条件下弹丸陀螺稳定性和动态稳定性的判别式,得到稳定性随空气密度的减小而增强.根据高原一年四季中气压、气温、湿度和风的变化规律,通过弹道计算分析了高原弹道与平原弹道的差异,得出高原气温和气压对弹道的影响较大,研究了高原和平原弹丸阻力系数的差异及其对高炮弹道的影响程度,提出了提高高原射表精度的必要性.     

非平静大气中弹箭的运动方程组

从相对运动原理出发，建立了非平静大气中的弹箭运动方程组。初步计算表明，这一方程组可以进行各种具体风场状态情况下，弹箭运动的数值仿真，分析和讨论风廓线、风速和风速梯度对飞行的影响，为进行风修正弹箭控制系统设计提供必要的分析工具。     

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明：初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

高速履带车辆制动能量与制动力分布规律预测方法研究

为预测高速履带车辆制动系统能量与制动力的分布规律,以某型履带车辆为例建立其整车动力学模型、推进系统模型以及制动系统模型,提出一种由路线长度、坡度、半径、侧倾角、路面功率谱密度、行驶阻力系统. 土壤最大附着系数、最大转向阻力系数8个参数定义试验场地的建模方法。分析了道路参数对车速的影响;采用最优控制理论设计车辆最短时间仿真行驶策略,基于试验数据建立二元线性回归方程修正仿真制动转矩。通过试验与仿真验证了模型的准确性以及控制策略的有效性。基于1 000 km试验数据建立典型试验场地模型,并预测了6 000 km车辆全寿命里程制动能量与制动力分布情况。仿真与预测结果验证了该方法的可行性。