宇宙行星探测器用轻重量蜂窝夹层结构的研制

再入行星大气层与再入地球大气层不一样,对于这种特殊的大气层,无论是稀薄的大气还是高速再入方面的知识,我们都很缺乏。要在相当高的高度减速以抽取大量的大气样品以及防止高速度下的过热,具有低弹道系数(实际上就是单位面积的重量)的飞行器就显得极其重要。探测金星或火星大气层的典型弹道系数要比再入地球飞行器的弹道系数低一个数量级(见阿波罗计划)。制造弹道系数极低的探测器的轻型结构,往往受到最薄厚度材料的限     

再入飞行器飞行试验和回收技术

发展并试验证明了从洲际弹道式导弹再入条件下软回收高弹道系数再入飞行器的一种技术。到目前为止已经采用本文叙述的质量抛投、降落伞回收技术软回收了两种不同类型的再入飞行器。另外两个不同设计的再入飞行器现在正在进行加工和装配,为飞行试验作准备。一种能从更严重的环境中回收再入飞行器的回收技术,现正在进行分析与地面试验,计划在两年内进行飞行试验。本文介绍所有这些飞行器,并摘要介绍飞行试验结果。     

ABRES弹头(再入飞行器)再入散布研究

本文简要介绍在高级弹道再入系统(ABRES)计划期间,美国为实现小型化弹道式弹头(再入飞行器)的高命中精度而在理论方面和地面试验、飞行试验方面进行的大量研究及其结果。该项研究是在弹道系数从7324kg/m~2至19530kg/m~2、再入角从15°至40°的条件下进行的。研究确定了影响弹头散布的各种因素,这些因素起作用的高度区域,以及它们引起的命中散布的大小或量级。文中以图线形式介绍了这些研究结果,并根据从研究导出的再入误差预算给出了总的再入命中散布。     

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。     

弹道式再入飞行器的飞行动力学问题

本文从作者的观点对弹道再入飞行器的飞行力学问题作了历史回顾与总结,重点放在近15年中在小型化高性能弹道式导弹弹头研制中所遇到的关键技术—弹头滚转与滚转异常,滚转对弹头精度的影响及滚转控制。 60年代中,在高弹道系数小型化再入飞行器试验中出现了滚转异常现象,已证明滚转异常是由再入飞行器质量和外形的不对称及其综合作用而造成的,它曾经是高性能弹道导弹弹头研制中令人吃一惊的一个问题。文中介绍了作者如何发展与应用经典的欧拉角坐标系来描述现代弹道式再入飞行器的运动,讨论了经典欧拉角坐标系的产生,它与气动弹道坐标系和体轴坐标系的关系,以及它在近15年中在高性能小型化弹道导弹研制中在一些关键问题上的应用。文中还谈到了再入飞行器滚转异常问题的解决,再入飞行器的被动式滚转控制、主动式滚转控制以及主动式端头冷却。     

有控再入飞行器适时引爆战斗部方法研究

再入飞行器战斗部的引爆信号一般根据飞行弹道的理论计算值进行"射前装订",而由于飞行干扰和各种偏差的存在,使得再入飞行器实际飞行弹道偏离理论弹道,实际引爆点偏离理论引爆点,战斗部的毁伤效果不理想。有控再入飞行器安装有制导控制系统,飞行中可以提供实际飞行速度、高度等信息,若利用这些信息实时计算、输出引爆信号,将大大提高战斗部的毁伤效果。为了获得最佳毁伤效果,以有控再入飞行器为研究对象,研究了有控飞行器飞行过程中适时输出引爆战斗部信号的方法,使战斗部整体毁伤效能最优。     

再入弹道估计中动力学模型和“当前”统计模型的性能比较

飞行器在再入段的弹道可用较为精确的模型描述,利用UKF,分别结合动力学模型和＂当前＂统计模型,对再入弹道（弹道式和机动式）进行了估计,并就其滤波性能进行了对比分析.仿真结果表明,在对弹道式再入飞行器弹道的实时滤波中,BRV-Exp模型要比CS模型更为合适,弹道估计精度得到明显提高;在对机动式再入飞行器弹道的实时滤波中,MRV-Wiener模型并不优于CS模型.     

再入飞行器再入函数及其导数与积分

从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。     

再入飞行器弹道参数自适应稳健估计方法

建立了飞行器再入段动力学模型.通过对再入过载值的融合,避开了对弹道系数和大气密度的近似,使得再入动力学模型更加准确;通过对自适应Kalman滤波算法的简化,得到了再入弹道参数的精确、稳健的估计.仿真算例表明该方法可以在系统建模误差、传感器测量噪声模型未知的情况下得到相当好的结果.     

虚拟导引方法在再入滑翔弹道优化中的应用研究

针对飞行器再入大气层后的滑翔弹道,建立了飞行动力学模型,采用设置虚拟目标的导引方法进行优化。提出了几种调控弹道形式和射程的途径,并结合具体算例进行了弹道仿真,具体分析了虚拟目标位置、比例导引系数、攻角等参数对弹道弯曲程度、过载、热流、射程等方面的影响规律,说明综合考虑这些因素可得到理想的弹道优化的结果。     

重复使用运载器再入动力学建模研究

通过对重复使用运载器再入动力学建模技术的研究,提出以再入飞行器导航常用的WGS-84世界大地坐标系为参考,在北天东坐标系建立飞行器再入质心动力学方程和描述飞行姿态的建模方法,建立可兼顾再入返回和高精度着陆需求的通用刚体动力学模型;借鉴运载火箭与导弹等弹性飞行器动力学模型的应用经验,提出混合坐标法,首先用准坐标系描述飞行器等效刚体的刚性平动和转动,然后用有限元理论描述弹性飞行器相对于等效刚体的复杂弹性振动,最后利用弹性变形引起的附加攻角和侧滑角产生的附加力和力矩体现刚体和弹性振动耦合的刚弹耦合动力学模型建模方法,并基于再入通用刚体动力学模型建立适用于面对称重复使用运载器的再入刚弹耦合动力学模型。结果表明:建立的重复使用运载器再入动力学模型充分考虑了地球椭球体和自转的影响,模型物理意义明确,工程实用性强。     

基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法研究

为了评估目标射程状态下再入偏差精度指标分配,提出一种基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法.首先分析再入段干扰因素对飞行器再入运动特性及落点偏差影响机理,建立考虑各种再入偏差因素影响动力学和运动学计算数学模型,计算干扰条件下目标射程和试验射程再入偏差,求出试验射程至目标射程再入误差折合系数,分离试验条件下再入偏差,并...     

再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能.     

高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道优化设计

针对高超声速滑翔飞行器"跳跃滑翔"飞行时再入拉起段高度跨度大、大气密度变化剧烈的恶劣环境,提出基于高斯伪谱法的高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道规划方法。首先建立高超声速飞行器动力学模型,确立约束条件,然后选取驻点热流最小为目标函数,并根据再入拉起段环境将弹道分成两段,采用高斯伪谱法建立连接条件并分段优化。结果表明,该方法计算速度快,拟合的弹道满足各种约束,并且控制量变化平缓,实际飞行中容易实现。     

弹道式导弹再入飞行器

弹道式导弹再入飞行器携带核弹头。再入飞行器设计成能使导弹再入地球大气层时伴生的风和大气密度等这样一些环境因素的影响减小到最低程度,而导弹的速度与精度只稍为有所减小。假定弹道为完整的弹道式轨道,如果再入效应不考虑,则再入飞行器理论上能达到,的总精度为:圆概率误差(CEP)小于250英尺。     

航天飞机轨道器实验(上)

美国国家空间运输系统的定期使用又一次给气动热力学工作者以研究气动热现象的机会，而这种现象只有飞行器在高超音速度飞行条件下进入才会产生。从７０年代中期开始，航天飞机轨道器试验计划将轨道器作为一种再入飞行器进行试验（作为正常任务的附属任务）。由轨道器求试验得出的数据表明，对于升力体再入飞行器，至今的基准超音飞行结果数据是不能用的。这些数据目前正用来验证现代方法（试验方法和计算方法）的整个过程，以模拟或     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

螺旋再入弹道特性分析

针对螺旋再入弹道低空发散问题,提出一种减小弹头落点侧向位移的工程方法.通过仿真计算,研究了螺旋再入弹道的飞行规律、特点以及落点精度等问题.仿真计算表明,该方法是可行的,能够有效减小落点的横向偏差.结果表明,螺旋再入弹道的机动能力与升力系数密切相关,升力系数越大,螺旋弹道机动能力越强,其纵向射程相对弹道式再入弹道偏小.     

基于动压剖面的再入弹道解析解

针对升力体飞行器滑翔再入的飞行特点,提出基于动压剖面的再入弹道解析方法.首先,推导基于动压和高度历程的质点动力学方程,并给出已知动压剖面求弹道的解析算法.其次,根据飞行任务把滑翔再入过程分成初始下滑段和准平衡滑翔段,通过动压规划设计准平衡滑翔段弹道.最后仿真表明基于动压剖面的弹道设计方法能满足滑翔再入的飞行任务和飞行约束.     

国外轴对称再入飞行器中段机动策略研究

生存概率是轴对称再入飞行器一项重要性能指标,为了提高其生存概率,以国外轴对称再入飞行器在飞行中段机动变轨全剖面为研究对象,构建中段机动规划问题的数学模型,提出适应于攻防对抗的程序机动策略、躲避机动策略以及弹道回归机动策略。仿真算例表明：提出的中段机动规划策略合理可行,有效改变了弹道运动轨迹,提高了突防概率,对工程应用具有一定的参考价值。