气动力辅助变轨的制导研究进展

作为低成本飞行的气动力辅助变轨是当前和未来的空间和星际探测任务的一个重要策略。基于最优变轨的精度、稳定性和鲁棒性的要求，促进了大气飞行的制导发展。尽管最优变轨要遵循性能指标、控制余度或性能和控制余度的组合指标要求来进行，但是实际上可把变轨弧段分成两部分，再入后可采用平衡滑行，以获得最佳性能要求；逸出前的弧段则采用升力降的轨道，可增大逸出后近地点的高度，而使在希望到达的远地点的速度冲量最小。按照这种升力调制控制原则，讨论了3种制导方法：即预测校正法、显式制导法和能量控制器法，它们都可以有效地实现最优变轨的控制。     

用有限升力控制的最优再入机动

本文应用格林理论来求得最优升力控制,即在最大升力系数有限制的情况下,在规定的初始和最终高度和飞行路线角之间控制高速飞行器的再入。要求极值的性能指标是最终速度、距离、时间或热输入。对问题的阐述引向线性控制,而且最优机动包括最大升力/最小升力或最小升力/最大升力的非单一路线。导出用这样的系列可达到的最终状态的条件。只考虑下降或上升弹道。推导解析解和确定转接点的位置和各子弧段的次序。用图形提供参数研究的无量纲形式结果。     

再入飞行器高空机动飞行的最优制导律分析

研究了在降弧段进行高空机动的再入飞行器最优制导律。给出了一种新的飞行器运动数学模型和这一模型下的最优制导律以及再入飞行器发动机工作时间、过载系数和估算方法。解算结果表明，该模型和制导律可用于再入飞行器的高空机动飞行控制。     

弹道导弹在被动段突防的平面脉冲式变轨方法

提出了一个基于脉冲式变轨的弹道导弹突防的方法,利用此方法设计的弹道是由几条不同的椭圆弧段组成,这种弹道不同于经典弹道和其它弹头机动弹道.给出了限制脉冲点火的约束条件,在理论上证明了在点火约束条件下弹道导弹沿着脉冲弹道飞行能命中被打击目标并且不会被敌方拦截.给出了一个仿真实例.仿真结果显示,用该文方法设计出来的弹头机动弹道具有好的突防效果,这说明所提出的弹头机动弹道设计方法是可行的.     

火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

基于Monte Carlo算法的战术导弹组合变翼方案优化设计

作为导弹的主升力面,弹翼自适应变形能有效提高其飞行性能。为揭示弹翼几何对飞行状态的自适应规律,针对一类新型组合变翼问题的多变量复杂约束及目标函数非解析与非线性特征,基于重构的Monte Carlo算法,协同Missile DATCOM算法,通过交互式操作数据文件,建立了一套完整的导弹变翼方案优化设计方法。仿真结果表明,该方法可胜任全弹气动外形的多点优化,能使导弹在满足一定可用过载的条件下具有最大升阻比,设计的组合变翼方案不仅可用于变翼飞行控制及弹道仿真研究,而且可用于变翼飞行性能的增益分析。     

基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--二层优化与求解方法

一个飞行器的气动外形,在给定的气体流动状态下将决定其气动特性,而这些气动特性又和变轨的优化解密切相关,这是考虑了热载荷、峰值过载和飞行的机动性等限制.因此构成一个二层优化问题;气动外形优选(上层问题)和变轨优化(下层问题).通过定义一个最优值函数,可以把二层优化问题转换成单层的数学规划,通常这是非凸的和非线性的问题,且难于求解,然而基于智能优化的现代优化方法,将为这类复杂问题提供可解的途径.最后,给出一个变气动外形飞行器的变轨优化的框图和求解步骤.     

高超声速临近空间飞行器跳跃飞行轨迹优化

以高超声速临近空间飞行器的连续跳跃飞行为研究对象,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型,在考虑攻角值、攻角变化率、法向过载、动压、热流及落地条件等约束下,利用遗传算法对一个飞行周期的跳跃飞行轨迹进行优化,并给出了燃料消耗率最小的飞行轨迹.最后与常值稳态巡航飞行进行比较分析.结果表明,连续跳跃飞行可以大量减少燃料消耗.     

高超声速飞行器时间最短弹道优化设计

通过极大值原理推导出时间最短弹道优化问题的必要条件和边值条件.采用遗传算法和邻近极值法求解了最优控制的两点边值问题.从次优化弹道得到攻角的变化规律,再从次优化弹道估计出初始伴随变量的范围,用遗传算法在此范围内优化初始伴随变量找到全局近似最优值,再用邻近极值法满足边值条件和约束条件.算例求解了满足热流和过载约束的最短时间弹道,与次优化弹道进行比较,可知用最优控制方法得到的最短飞行时间小于次优化方法得到的最短飞行时间.     

多约束条件下的升力滑翔式再入轨迹优化

结合多约束再入飞行任务,以升力式再入飞行器为研究对象,给出完整的弹道优化模型,研究弹道优化数值解法,并采用高斯伪谱法进行求解计算,得到满足相应约束条件的再入飞行轨迹。仿真结果表明,高斯伪谱法能够求解此类多约束飞行轨迹优化设计问题,并具有较好的效果。     

冲压增程制导炮弹气动特性研究

为研究冲压增程制导炮弹在不同弹道阶段的气动特性,依据其工作原理与飞行特点,设计冲压助推、爬升飞行、滑翔控制状态所对应的3种气动外形。运用拼接网格技术与雷诺转捩模型,对冲压增程制导炮弹的三维流场与气动特性进行模拟和数值计算。结果表明：3种气动外形与相同外形参数（除舵翼与头部母线外）但不采用冲压结构形式的鸭式布局制导炮弹（参考弹）相比,升阻力系数规律一致;冲压助推、滑翔控制、爬升飞行外形在相同条件下对应的阻力系数依次递减,分别较参考弹阻力系数增大约50.5%、42.9%、33%;滑翔控制外形因鸭舵展开,相同条件下升力系数较其他两种外形大,又因进气道限制了鸭舵面积,相同条件下升力系数较参考弹小（约小11.9%）;弹体摆动减小了冲压发动机进气道的流量系数和总压恢复系数,对其总体性能产生了不利影响。     

制导炸弹最优滑翔特性研究

研究制导炸弹在大气中保持最优水平滑翔特性，通过引入无量纲变量将制导炸弹状态方程组转换成简洁的无量纲形式，并以升力与重力相平衡的水平飞行准则，利用范化升力系数的定义，得出最大纵向距离和最大持续时间的解析解。该解析解的意义在于将最大纵向距离和最大持续时间表示成高度的函数。对应不同的高度，可以利用解析解直接得到相应的最大值。     

过载限制下气动力辅助变轨的最优解与平衡滑行解

基于庞特里亚金最大值原理，获得了最优飞行轨迹中升力系数和滚转角的表达式以及平衡滑行解。平衡滑行中航迹角很小并且保持近似恒定。在数值优化计算中，初始值的估计是非常困难的。由于平衡滑行附近的近似解与精确最优解是很接近的，这意味着可以以平衡滑行解作为优化分析中的初始值，从而克服了初始值估计的难题。对最优气动力辅助变轨的各种参数进行了综合分析。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

基于Fluent的末制导炮弹初始段气动仿真

利用商业CFD软件Fluent对某型末制导炮弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行计算，得出该型激光末制导炮弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律，并对结果进行了分析。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

亚跨音速栅格的升阻特性数值研究

栅格几何参数对栅格翼的气动力特性影响很大,针对此问题,采用数值模拟方法研究了亚跨音速条件下栅格形状、翼弦格宽比对栅格升阻特性的影响.栅格形状主要为正置与斜置45°正方形、正六边形、正三角形等4种,翼弦格宽比变化范围为0.7～3.0.结果表明, 形状和翼弦格宽比对栅格阻力系数、升力系数、升阻比都有显著影响,存在使气动力特性最佳的形状和翼弦格宽比,为研究亚跨音速下栅格翼的气动特性提供了基础.     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼 都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差 异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明：增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰 力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更 大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。     

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。