运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹分析

运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹对于助推器着陆区域确定以及回收系统设计十分重要,研究分析助推器姿态和轨迹的关键在于确定助推器分离后的气动特性。由于助推器分离后在稀薄大气环境条件下自由飞行,国外往往通过风洞试验方法来模拟助推器的气动参数。采用一种基于粘性绕流和细长体理论的工程算法来计算助推器分离后飞行的气动参数,并将气动数据用于助推器的飞行动力学模型,分析助推器分离后的姿态和轨迹。仿真结果表明,该仿真模型可以客观反映助推器的飞行特性,为运载火箭助推器回收应用提供一定的技术支持。     

运载火箭助推器再入姿态稳定性研究

研究运载火箭助推器在分离之后返回地面过程中的姿态稳定性。助推器气动稳定性分析表明,助推器在超声速飞行时存在一个稳定攻角,在亚声速飞行时存在两个稳定攻角,存在的稳定攻角表明:助推器的稳定飞行状态为尾部冲前飞行状态。按照助推器的飞行特点建立返回过程姿态动力学模型,编写MATLAB程序开展飞行仿真。仿真结果表明:助推器分离后翻转角速度较大,助推器在过顶点之后,飞行速度经历从加速到减速、直至平衡的过程,翻转角速度逐步减小,姿态逐步稳定为尾部冲前的飞行状态。     

长征五号运载火箭分离系统设计与验证技术研究

长征五号运载火箭是中国全新自主研制的新一代大型全低温捆绑式运载火箭,作为核心研制内容的分离系统具有分离体尺寸规模大、助推器推力高、级间分离行程长、整流罩刚度低等特点,系统设计难度高、技术跨越大.长征五号研制针对分离系统在理论研究、设计方法、仿真手段和试验验证等方面开展了大量探索与攻关工作,对其中的技术进展进行了综述与展...     

基于飞艇捕获的运载火箭空中回收方案设计及关键技术

运载火箭子级的可控回收是运载火箭多次重复使用的基础。提出了一种基于翼伞减速机动、使用飞艇空中捕获的新型运载火箭子级可控回收方案,在运载火箭助推器或一级在分离后的再入过程中采用翼伞系统的大气段减速机动,使用大载重量飞艇群携带捕获网对翼伞飞行器进行空中捕获。开展了总体方案、飞艇捕获方案、飞行控制方案的初步设计和仿真分析,经比较本方案对火箭运载能力和原有设计布局的影响较小,具备后续工程研制和应用的潜力。     

阿里安3固体助推器的投掷与分离试验

本文介绍有关转移轨道运载能力为2580公斤的阿里安3运载火箭的试验及其改进。试验工作始于验证初始分离条件。试验方法包括使用助推器回收装置。使用两架相同的摄相机观察分离期间弹射器的工作情况,并使用遥控同步控制装置。试验结果导致第三级燃料加注量由8吨增加到10吨,燃烧室压力和比推力都有所增加。     

日本用小型火箭验证H-Ⅱ开发技术

为了预先验证H-Ⅱ火箭的开发技术,日本制定了TR-1100小型运载火箭研制计划。这种小型运载火箭的形状与H-Ⅱ火箭相似,尺寸只是它的四分之一,是单级固体火箭。预计在1988年～1989年发射三次。TR-1100小型火箭直径1.1米、长13米、重12吨。象H-Ⅱ那样在火箭两侧捆绑有假助推器,在H-Ⅱ火箭相同飞行条件下进行整流罩和助推器分离试验,并研究箭体的稳定性能。     

固体捆绑火箭助推分离仿真研究

固体助推器分离系统设计应保证在各种条件下实现芯级与助推器安全分离,对运载火箭固体助推分离的安全性问题进行研究。建立了固体捆绑助推分离的六自由度动力学模型,结合虚拟样机与动力学数值仿真技术,对固体助推器分离动力学特性进行探讨;研究了固体助推与芯级分离主要影响因素,并对分离过程中助推和芯级的运动过程进行仿真。根据数值仿真结果,给出固体助推不同分离工况下的分离规律。仿真分析结果表明：通过六自由度仿真能够有效模拟固体助推与芯级的分离。     

新一代某型运载火箭捆绑机构对接特性研究

通过理论分析,得到新型运载火箭捆绑机构的对接特性,探讨了助推器与芯级对接距离与拉力的关系、周向可对接的范围,以及对接操作对于吊装精度、助推器姿态的需求。试验验证了理论分析的正确性,通过实际操作中出现的特殊现象,修正理论可对接范围值,保证试验操作模式的便捷有效。为新一代捆绑火箭的研制提供依据和参考,以保障超重型助推器顺利吊装对接及其全程安全。     

基于大型翼伞可控回收的箭体结构与分离方案设计

对于高密度发射的运载火箭,迫切需要采取对火箭改动最小,风险和装备成本最小的控制措施,显著减小火箭落区面积,规避重要基础设施,减小对落区社会生活的影响。以某运载火箭助推器为例,在考虑现有火箭的运载能力、载荷与力学环境、结构气动外形及内部空间的基础上,提出了一种基于大型翼伞可控回收的箭体结构与分离方案设计构思,主要包括大型翼伞分离方案设计、助推器头锥结构改进设计及助推器头锥内伞系统结构集成化设计等。该技术的开展有效减少了箭体结构分离过程的分离能源,简化了结构方案,降低了结构质量,为长征系列运载火箭可控回收工作奠定了基础。     

基于气囊缓冲方式的重复使用运载火箭回收着陆仿真分析与试验验证

运载火箭重复使用是降低发射服务成本的重要技术途径之一,重复使用运载火箭会经历多次回收着陆载荷,是影响箭体结构重复使用性能的重要因素。设计了排气式气囊着陆缓冲方案,建立了运载火箭子级有限元模型,基于气囊排气及缓冲理论真实模拟了气囊排气爆破过程和气固耦合缓冲过程,通过开发二次程序完成了重复使用运载火箭子级回收软着陆瞬态动力学冲击仿真。获得了过载随竖直着陆速度和水平着陆速度变化的响应面,找到了过载指标、应力指标满足设计要求情况下的最大竖直着陆速度。以仿真结果为输入指导了重复使用运载火箭子级着陆试验,仿真结果与试验结果吻合,验证了排气式气囊着陆仿真方法和参数设置的正确性。     

小型飞翼布局无人机控制律设计与试飞验证

针对无尾飞翼布局的无人机由于取消了水平尾翼和垂直尾翼,导致纵向、横航向的稳定下降,特别是横航向变为静不安定的问题,设计一种小型飞翼布局无人机全流程飞行控制律。以某型飞翼布局飞机的缩比飞机为控制对象,分析该飞机纵向与横航向的气动特性,采用特征结构配置方式,分别对纵向与横航向进行增稳设计。仿真与实际试飞结果表明：该控制律能够很好地跟踪期望的轨迹,并能有效地抑制侧风扰动,具有良好的工程应用价值。     

小型飞翼布局无人机控制律设计与试飞验证

针对无尾飞翼布局的无人机由于取消了水平尾翼和垂直尾翼,导致纵向、横航向的稳定下降,特别是横航向变为静不安定的问题,设计一种小型飞翼布局无人机全流程飞行控制律。以某型飞翼布局飞机的缩比飞机为控制对象,分析该飞机纵向与横航向的气动特性,采用特征结构配置方式,分别对纵向与横航向进行增稳设计。仿真与实际试飞结果表明：该控制律能够很好地跟踪期望的轨迹,并能有有效地抑制侧风扰动,具有良好的工程应用价值。     

基于Gym与Flight Gear的AI模拟飞行训练平台搭建

针对AI模拟飞行研究,提出应用平台Gym与Flightgear模拟飞行软件相结合,构建AI模拟飞行训练平台。通过平台优化,可不断增加飞行动作的难度系数,重新设计奖励机制与神经网络,实现由AI操控模拟飞行软件向AI反馈训练数据的交互闭环。训练结果验证了该训练平台的有效性。     

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.     

一种非线性方案弹道跟踪算法

为了保证飞行器对方案弹道跟踪的精确性,设计了一种输出指令为加速度值的三维非线性制导律.选择方案弹道上的点作为参考点,利用飞行器的位置及速度信息,得出一种导引飞行器跟踪曲线弹道的非线性过载制导指令.从时域角度分析了参考点的选择方法.仿真结果表明,采用非线性制导律能够保证飞行器准确跟踪设计弹道,满足高精度制导要求.     

基于模糊控制的飞控设计与着陆阶段飞行仿真

运用Matlab的Aerospace工具箱高效率地建立某型飞机的飞行系统数学模型,以带优化修正因子的模糊控制器为基础设计了自动着陆阶段飞控系统控制律,并在有风干扰下,对下滑和自动拉平阶段进行数字仿真,结果表明所建立的飞行系统数学模型较准确,模糊飞控系统控制效果良好.     

直升机/喷气机混合飞行器

<正>早在上世纪80年代,有一部动画片叫"面具",里面的载具可从一种样式转换到另一种样式,如可变成水上飞机的小型护卫舰。其中最好的载具之一就是可恶的幕后操纵者自己个人的坐驾——弹簧刀。它通过简单的指令,能从武装直升机变成喷气式飞机,并随后不断进行转换。这是一个人类长期以来一直试图实现的幻想。直升机悬停和垂直起降的能     

飞行器多学科集成设计环境及其关键技术

总结了多学科设计优化技术及其在飞行器集成设计中应用的发展历程与趋势,分析和比较了几种典型的飞行器集成设计系统,包括SSDSE、I HAT、IMD/WDE和AEE;以多学科设计优化技术与产品全生命周期管理技术的集成为出发点, 提出了企业级飞行器多学科集成设计环境的体系结构,阐述了其关键技术及实现途径,为构建原型系统提供参考.     

飞行力学导航法探讨

针对一般组合导航系统的缺陷，本文提出飞行力学导航法这一新的组合导航概念并具体设计了GPS／运动方程组合方案。飞行力学导航法是一种在不增加硬件设备的情况下，单纯用软件（运动方程）明显改善原导航系统性能的导航方案。本文给出了飞行力学导航法的定义，并分析了其适用范围和特点。分析了传统运动方程建模中的各种误差源，推导了包含误差源在内的飞行器扰动方程，并得出其解析解。建立了GPS／运动方程组合系统状态方程的观测方程，并进行仿真，验证了其可行性。仿真结果表明，GPS／运动方程组合系统导航精度高于GPS，而且较单独GPS增加了信息冗余度。