高超声速飞行器机动航迹优化

用遗传算法优化了高超声速飞行器机动飞行的航迹.建立威胁模型,鉴于高超声速飞行器特性,优化中考虑了飞行器的过载和气动加热.将最优控制问题转化为参数优化问题后,用遗传算法对机动飞行航迹进行了优化,仿真结果表明,该方法优化生成的航迹自动避开威胁,满足了飞行器机动飞行的要求.     

高超声速飞行器周期飞行条件的确定

针对某一高超声速飞行器模型,用遗传算法优化了飞行器飞行航迹,优化得到的航迹为周期飞行航迹。结果表明,这种飞行航迹具有能耗小、热管理要求低等优点,是高超声速飞行器首选的巡航航迹。     

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.     

最小动压约束下的全程轨迹优化设计方法

针对在包括最小动压约束在内的多约束飞行条件下的机动飞行器轨迹优化问题,建立了利用hp自适应伪谱法的飞行器轨迹优化问题求解方法.仿真分析了在无动力飞行时,最小动压约束对各状态变量的影响以及在最小动压约束下,不同分离点参数对飞行轨迹产生的影响.为提高飞行器性能指标,提出一种利用伪谱法的主动段和无动力段全程轨迹联合优化设计方...     

MiniPilot2812自动驾驶仪的设计研究

以两片TMS320F2812分别为导航计算机和控制计算机,设计研制了MiniPilot2812自动驾驶仪。该自动驾驶仪采用PID控制方式稳定飞行器姿态和操作飞行器;采用GPS/INS组合导航保持飞行器自主飞行;并通过无线数据传输与地面站之间信息的交换实现实时控制和参数调节。经过大量调试试验和飞行测试表明:MiniPilot2812自动驾驶仪可基本满足飞行的要求。     

基于飞行性能估算的高超声速飞行器总体参数优化研究

为了获得起飞质量最轻的飞行器概念方案,以3种不同动力组合的高超声速飞行器为比较对象,设定统一的优化约束条件。根据功能原理,建立基于飞行性能评估的高超声速飞行器总体参数优化方法,并开发专门软件进行优化计算。最后,通过分析计算结果,给出了3种高超声速飞行器方案的对比结论。     

可重复使用助推飞行器轨迹优化研究

在充分调研国内外轨迹优化方法的基础上,针对可重复使用助推飞行器飞行过程中有一段大攻角飞行且期间还需进行一次大角度翻转的飞行模式,以俯仰角为最优控制量,采用直接打靶法和序列二次规划法,选择速度作为过渡量,将分离点至再入结束点的飞行过程分为调姿转弯段和再入段进行优化.分析了过渡速度和分离点处弹道倾角的取值,得到了较为合理的过渡速度和分离点处弹道倾角的取值范围,进行了该飞行过程的全段轨迹优化.仿真结果表明本文给出的优化策略能较好地获得一条满足约束条件的优化轨迹.     

一种高升力高超声速飞行器气动布局设计概念构想

为提高飞行器性能和设计效率,降低设计盲目性和性能冗余度,对高升力、面对称高超声速飞行器气动布局、稳定性和与之相关的飞行控制三者之间的关系进行了论述,最后提出了一种引入稳定性和飞行控制因素的再入飞行器气动布局一体化设计概念,以满足高性能高超声速飞行器气动布局设计需求.     

积极推进计算飞行力学的发展

进一步分析了计算飞行力学的重要意义.指出了应当建立相对稳定的飞行力学计算软件和硬件平台, 以适应迅速变化的信息技术.强调以新型飞行器研制为推动力, 积极推进计算飞行力学的发展.     

FADS系统在各型号飞行器中的应用

嵌入式大气数据传感系统通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数(攻角、侧滑角、静压、动压及马赫数等).作为一种先进的飞行参数测量方式,FADS系统已被成功应用于各种前身呈钝体的飞行器及再入飞行器,并对前身呈尖楔体的高超声速飞行器进行过飞行试验验证.基于此,针对X-15、航天飞机、F-14、X-33、X-34、X-43A等各型号飞行器,就FADS系统的应用情况进行了探讨.     

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。     

实现高超声速跳跃式弹道关键问题的研究

为提高高超声速导弹的突防能力,使常规布局空中发射的高超声速巡航弹能采用跳跃式弹道突防,采用了在导弹再入段附加相应的正攻角产生气动升力的方法,找出了实现弹道起跳的关键参数,讨论了这些参数对弹道性能的影响.通过弹道仿真,针对初始质量为800 kg的空射导弹,实现了射程大于500 km,最大法向过载不超过10g,最大动压不超过1.5 MPa的跳跃式机动弹道.仿真结果表明,该文的飞行程序易于实现,只要关键参数在合理范围内,空射高超声速巡航弹就可在再入阶段实现跳跃机动.     

基于天幕靶的弹丸飞行时间计算方法

在用天幕靶对各种弹丸的速度等外弹道参数进行测量时，往往需要测得弹丸飞越两个天幕靶靶面的时间间隔，进而计算弹丸速度、立靶坐标等其它参数。在对天幕靶输出弹丸模拟信号进行分析的基础上，提出一种用于计算弹丸飞行时间的相关算法。该算法采用数字信号处理的方法，对用数字采集仪采集到的天幕靶输出的弹丸模拟信号进行处理，可以计算得到弹丸飞过天幕靶靶面的时间间隔，经试验论证：该方法较常规方法计算时间更加准确，并且可以提高测试系统的抗干扰能力。     

高超声速滑翔飞行器弹道特性分析

高超声速滑翔飞行器是当前研究热点方向之一,平衡滑翔和跳跃滑翔是两种典型的飞行模式.针对两种飞行模式展开研究,在平衡滑翔弹道分析的基础上,利用数值方法研究初始高度、速度及速度倾角偏离平衡滑翔状态时对弹道性能的影响,分析了跳跃弹道形成的原因,通过无量纲速度-高度图初步揭示了平衡滑翔和跳跃滑翔之间的联系.     

舰炮间瞄射击的辨识修正方法

为克服舰炮对岸射击时有时不能进行射击修正的缺陷,提出了利用舰载观测器材跟踪飞行弹丸坐标,辨识弹道气象参数,求取弹着偏差量的射击修正方法.通过对影响弹丸飞行弹道因素的分析,确定了需辨识的参数和弹道方程组模型,建立了基于非线性最小二乘的弹道辨识算法模型.仿真试验证明了本方法的正确性和可操作性,对于提高舰炮对岸射击精度具有重要作用.     

空天飞行器多源多余度模糊容错导航系统设计方法

空天飞行器多任务、多工作模式的特征,要求导航系统具有灵活性且保证精确性和稳定性。在空天飞行器中,常用多种导航传感器组成多源容错组合导航系统,但是单余度组合导航系统并不能满足空天飞行器可靠性的要求。针对上述问题,提出一种多源多余度模糊容错导航系统设计方法,在每个余度系统已设计故障诊断和隔离的基础上,通过模糊评估计算每个导航系统的品质因子,从而有效地诊断和隔离惯性导航系统的故障,保证导航系统的精度和可靠性,该方法对软、硬故障均具有较好的处理能力。仿真结果表明,基于该方法的导航系统结构具备容错性能,在系统出现故障的情况下,比传统多源导航系统具有更优的性能,且在不同飞行阶段具备良好的适用性。     

基于磁传感器/GPS组合制导飞行弹体的姿态和位置估计

提出一种基于磁传感器/GPS组合制导的飞行弹体的姿态和位置估计方法。使用两个简化的随机动态方程分别建立飞行弹体的轨迹和姿态动态模型,利用GPS和磁传感器的测量值,基于Kalman滤波和Unscented变换(UT)的组合滤波器,得到弹体轨迹和姿态角的估计值。对155 mm旋转弹的仿真结果表明了该方法的可行性和有效性。     

指令制导防空导弹全弹道 飞行仿真系统研究

对指令制导防空导弹全弹道飞行仿真进行了研究,建立了指令制导防空导弹全弹道飞行仿真系统,详细描述了该系统的组成及功能,为防空导弹训练、维修模拟器材的研制提供了实验基础。     

一种新的外弹道战情数据产生方法

对远程预警雷达系统仿真中外弹道数据产生方法进行研究,提出了一种新的外弹道战情数据产生方法.该方法根据导弹某时刻位置、射程、最高点高度和偏雷达观测站角度来确定弹道轨道,此轨道数据生成方法很容易控制弹道目标的发射位置、方向和轨道飞行时段,满足了仿真系统中基于雷达站直角坐标系的战情设置.仿真结果表明该弹道数据产生模型是正确的.