运载火箭一级飞行段底部力的机理分析

通过对某液体运载火箭一级飞行结束时推进剂剩余量稳定偏多现象的研究,从飞行动力学的角度分析了火箭推力的主要组成,揭示了火箭一级飞行段底部力的成因——发动机喷口扰流作用在运载火箭底部而引起,最后分析了大气阻力系数的偏差。     

底部排气对弹丸外弹道性能的影响

从理论上分析了底部排气对弹丸的弹道特性、飞行稳定性和弹道散布的影响，提出了攻善弹丸外弹道性能的方法。     

修正弹道飞行稳定性分析

对弹道修正弹当修正力系作用时，其飞行稳定性状况与条件、攻角的衰减影响进行了分析，给出了弹丸所必需满足的飞行稳定性条件。     

新一代大火箭底部热环境研究

多喷管火箭底部热环境机理复杂、影响因素众多,历来是国内外新型火箭设计的难点和热点.新一代运载火箭采用全新动力系统,带来了更严酷的底部加热问题.为突破这一技术难题,从机理分析、飞行遥测反算、工程方法计算、搭载发动机试车热环境测量、搭载飞行遥测、热流考核试验、数值仿真计算等多个方面开展研究,辨识出关键要素,建立了底部热流曲线设计方法,为型号底部结构防热设计提供合理依据,推动了中国在多喷流干扰底部复杂热环境问题研究上的技术进步.     

脉冲力作用下弹道修正弹飞行稳定性研究

根据提高高射弹丸对机动目标命中率的实际需求,研究了空射型二维弹道修正弹.文中基于外弹道理论,建立了在脉冲力和脉冲力矩共同作用下的弹道修正弹刚体弹道模型.以某高炮弹丸为例,利用6自由度弹道程序进行仿真,分析了脉冲力、喷管径向位置偏差、轴向位置偏差对弹丸飞行稳定性的影响,通过仿真得到了该弹丸的最大允许作用脉冲力、径向与轴向稳定区域.这对弹道修正方案的设计,具有一定的参考意义.     

底排参数对底部排气弹弹道特性的影响

为研究不同底排条件下底部排气弹的弹道特性,探讨了底排药剂燃烧和减阻机理,建立了底排内弹道和外弹道模型,分析了底排装置结构参数和药剂燃速系数等对底部排气弹减阻增程效果的影响;结果表明：一定范围内药柱长度的增加能显著提高增程率,但药柱长度过长会由于燃气的引射作用降低增程率;减小药柱内径和增大喷口直径可以提高底部排气弹增程率;分瓣数的增加对提高增程率有较大作用,但应考虑对工程实现的影响;研究范围内存在最优药柱长度和燃速系数;总阻减阻率随着底排工作时间总是经历一个先增大后减小的过程。     

H－Ⅱ火箭第1、2次飞行

１９９４年２月４日，第１发Ｈ－Ⅱ火箭携带性能确认用的试验卫星（ＶＥＰ）和轨道再入实验机（ＯＲＥＸ）从种子岛航天中心发射升空。起飞后，Ｈ－Ⅱ火箭按计划飞行并将ＯＲＥＸ和ＶＥＰ分别送入轨道。飞行期间，各系统工作正常。同年８月２８日，Ｈ－Ⅱ进行第２次飞行，把工程试验卫星－６送入了同步转移轨道。     

用OpenGL实现导弹的弹道飞行模拟

利用OpenGL建立导弹的几何模型,并根据获取的数据资料控制三维动画的显示,在计算机上进行导弹飞行的三维动画仿真。     

某型弹道导弹自由段飞行弹道仿真

利用OpenGL三维图形实时交互技术，在VC＋＋中编程，实现了不同输入条件下的导弹自由段飞行弹道与飞行姿态仿真，包括导弹建模、以及由云彩绘制和流动效果组成的云彩的建模。     

弹道修正弹修正力计算与仿真

修正力的大小、方向和作用点的不同都会影响弹丸的运动特性,对弹丸修正力的研究有利于实现精确修正和降低射击误差的目的。首先在一般无控弹道方程的基础上加入修正力变量得到有控弹道方程,然后利用泰勒公式得到了修正力公式,最后进行了仿真计算,仿真结果对于降低修正误差有一定的参考价值。     

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。     

利用整流罩抛离信息的火箭二级飞行参数辨识

运载火箭二级飞行段主机推力、游机推力、综合比冲、质量流量、火箭二级飞行初始质量参数间存在交联关系,不能同时进行辨识.采用四步骤辨识方法,以整流罩抛离激励时刻为分界点分别使用输出误差法,利用抛罩产生的火箭质量突变信息求解出推进剂质量流量,进而得到其它参数.仿真结果验证了方法的有效性.     

运载火箭动不稳定问题

总结国内外运载火箭研制工作中的经验与教训，通过典型事例分析，讨论运载火箭动不稳定的特征，识别和解决途径。     

末级技术对提高运载火箭性能的作用

本文扼要地介绍了运载火箭末级发展的情况和末级对提高运载能力的作用,同时分析了末级用于发射同步卫星时的若干问题。     

基于组合粒子群算法的运载火箭弹道优化设计

提出一种基于粒子群算法和方向加速法组合成的PSO-Powell算法,能进行大范围搜索,其最优解具有全局收敛性。在该算法中,对粒子群算法的参数设置进行了改进,提升了其性能,并引入增广拉格朗日乘子法处理优化问题的约束条件,提高了最优解的精度。仿真结果表明PSO-Powell算法应用于运载火箭弹道优化设计具有良好效果,可以提升运载能力,具有一定工程应用价值。     

运载火箭一级发动机自动归零技术研究

基于现役某型号运载火箭一级伺服回路的控制方案和原理,提出一种在发射场一级发动机挂齿后进行自动归零的方法.经发射场试验实际验证:一级发动机喷管在实施自动归零措施后可快速回零且不发生偏离,自动归零方案可行有效.     

基于MATLAB／Simulink的火箭飞行故障仿真

对火箭的飞行故障进行仿真,有利于改进系统设计、提高可靠性,并为故障的诊断与隔离提供参考与支持。对火箭飞行仿真体系结构框架进行了设计。并基于MATLAB／Simulink仿真环境,实现全过程飞行仿真,给出仿真的流程。最后,以动力系统故障为例进行了故障仿真,并与正常情况进行了对比,结果合理。     

可重复使用运载器滑翔段轨迹快速优化方法

针对滑翔段轨迹多约束、强耦合、高非线性等特点,设计了一种全新的纵向飞行剖面,实现了终端约束和拟平衡滑翔条件的自动满足,并将滑翔段轨迹优化问题转化为一个双参数寻优问题。同时考虑倾侧角大小及其变化率约束,对侧向轨迹进行了设计。最后,设计了一种改进粒子群优化算法,通过外点法对约束条件进行处理,并提出一种变异策略对种群多样性进行准确控制,避免粒子陷入局部最优。仿真结果表明,该优化方法能够快速生成满足所有约束条件的最优滑翔轨迹;对于航程超过3000 km的场景,轨迹优化平均时间仅为5.94 s,最大终端相对误差不超过1%。     

航天器再入轨迹与控制进展

本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展，从９个专题对取得的研究成果，存在的问题及发展趋势作了分析，这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义，再入飞行轨迹的性能指标，最优再入轨的近似计算与精确数值解，再入制导与控制系统。各类最成气动辅助变轨问题，航天器的组合导航系统，小型再入体的学特性及控制问题，再入飞行中的突防与拦截问题，一些再入问题的相互关系等。     

重复使用运载器末端区域能量管理轨迹鲁棒性分析

为研究重复使用运载器末端区域能量管理段下滑轨迹线的鲁棒性,提出一种基于质点动力学的轨迹鲁棒性分析方法。首先给出基于质点动力学的轨迹设计方法,根据轨迹设计的原理,提出TAEM轨迹鲁棒性的概念,给出了影响TAEM轨迹鲁棒性的不确定性因素。然后定义了能量梯度,将能量梯度作为评价能量积累和消耗能力的指标,并分析了影响能量梯度的主要因素。接着给出了末端区域能量管理轨迹鲁棒性的分析方法。最后,以某重复使用运载器( RLV)为例,分析了建模不确定性对能量走廊和标称轨迹剖面的影响。