近水面航行的导弹运载器弹道稳定性

根据导弹运载器外型设计分析其近水面航行的稳定性问题,在导弹运载器水下六自由度运动模型建立方法的基础上,利用Matlab对运载器在大深度发射情况下的控制方案及水中运行弹道进行了数学仿真研究,利用Simulink模块对运载器近水面航行的稳定性进行了分析.数学仿真和稳定性分析结果表明导弹运载器在近水面航行时具有较强的抗纵向扰动能力,运动是稳定的.该研究在运载器的弹道控制和稳定性设计方面具有实际意义.     

导弹和航天运载器上升阶段的气动加热

本文介绍了大型导弹和航天运载器在上升阶段的气动加热计算方法,内容包括:气动加热计算的依据(飞行器几何形状、大气参数和弹道参数)、无粘流场计算、传热系数计算和壳体温度计算等。本文介绍的方法可以成功地用来预示上升段的气动加热。     

可重复使用运载器上升段运动分析

本文简要介绍了可重复使用运载器的特点和飞行过程,并针对串联两级可重复使用运载器,在建立其动力学数学模型的基础上,计算分析了其上升段的动力学运动过程,可为RLV的上升段弹道优化设计以及RLV方案研究提供有力的支持.     

美国重复使用运载器空气动力学研究现状

描述了美国重复使用运载器如航天飞机轨道器、X-33、X-34、X-38等在空气动力学研究方面的最新进展情况,总结了美国重复使用运载器空气动力学研究的新特点,对我国重复使用运载器空气动力学发展提出了个人建议.     

导弹水面热分离过程运载器内流分析

针对导弹与运载器水面动态热分离过程,导弹喷流在运载器内腔的流动特性与流场特点进行较详细的分析研究,并分析讨论了运载器电气控制系统组件在内腔的气动布局问题.有关研究结果在某导弹与运载器的水面分离性能设计与分离力学环境改善优化中得到应用.     

战术导弹横滚稳定性的气动外形设计

现代导弹设计，不仅要求导弹具有大的机动性，而且还要求具有一定的纵向和横向稳定性。对于横向稳定性，要求在稳定系统参与下，弹体能够保持一定的动态稳定，即横滚稳定，文中阐述了气动外形在横滚特性方面的有关设计内容和设计技术。     

一种分析横向静不稳定导弹飞行攻角边界值的方法

工程设计初期,控制系统设计人员需要对气动特性进行快速分析,判定导弹能否满足制导控制系统的性能要求。文中以常见的几种横滚控制结构为基础,分析了横向静稳定性对控制系统的影响,并给出了控制系统最大稳定边界的计算方法。该方法物理概念清楚,计算简单,经数字仿真验证,所得到的飞行攻角边界值准确,可用于对气动外形和控制系统性能的评估。     

运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导

针对传统运载器上升段制导算法简单易行,但在稠密大气层内可能出现耗时长、任务适应性差、制导精度较低等问题,通过基于非线性规划(NLP)的通用轨迹快速优化方法解决运载器大气层内上升段轨迹在线规划问题,采用两步MGPA非线性规划算法,并应用基于LQR的闭环制导方法实现对规划弹道的精确跟踪,最后进行了仿真分析。结果表明所研究的运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导方法精度、计算效率均满足要求,具有一定的工程应用价值。     

脉冲修正火箭弹弹道修正算法优化

为提高脉冲推冲器的弹道修正效能,通过理论分析的方法分析了脉冲推冲器在不同弹道段的内弹道修正能力分布情况。数值仿真和分析结果表明,在弹道上升段脉冲推冲器的横向修正能力大于纵向,而在弹道的下降段横向和纵向修正能力相当。提出了上升段只进行横向修正和下降段进行综合修正的修正策略,并优化了脉冲推冲器点火相位。采用122mm火箭弹对优化后的脉冲点火控制方法进行了数值仿真。结果表明:该控制方法能有效提高脉冲推冲器的修正效果。     

重复使用运载器气动数据库设想

分析了建设重复使用运载器气动数据库的必要性,提出了此数据库的基本框架和基本要求,设想了整个数据库软件的基本形式.最后指出,在我国重复使用运载器研制的起步阶段就关注气动数据库的建设工作,不仅有利于后续工作的开展,而且对于整个气动研究工作再上新台阶将产生重要的推动作用.     

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.     

一台大载荷比Φ32 mm六分量天平的研制

研究隐身巡航导弹的气动特性,需要采用风洞试验测力天平进行气动载荷的测量。隐身布局导弹的气动特性反映到气动载荷上是较大的升阻比和较大的升侧比,而常规测力天平升阻比为15:1左右,升侧比为2:1左右,不能满足隐身巡航导弹气动载荷测量的需求。针对此问题,采用片梁组合方式测量侧力,采用大偏心“π”形梁阻力元件结构测量阻力,实现了升侧比为21:1且升阻比为42:1的大载荷比测力天平的研制,解决了载荷不匹配这一严重的测力天平研制难题,为进一步研究隐身巡航导弹的气动特性奠定了基础。     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略; 弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

单级入轨运输器的发射技术研究

建立了一个具有升力体气动外形飞行器的运动方程,并把飞行器的推重比和其升阻比、发射角以及起飞加速度的函数关系建立了起来。利用这些关系分析的结论是：垂直起飞的推重比必须达到1．3左右,它只适合多级火箭的发射;水平起飞的单级入轨运输器由于升力体效应把推重比 控制0．65左右,适合单级入轨运输器的发射。     

Design of Neural Network Variable Structure Reentry Control System for Reusable Launch Vehicle

A flight control system is designed for a reusable launch vehicle with aerodynamic control surfaces and reaction control system based on a variable-structure control and neural network theory.The control problems of coupling among the channels and the uncertainty of model parameters are solved by using the method.High precise and robust tracking of required attitude angles can be achieved in complicated air space.A mathematical model of reusable launch vehicle is presented first,and then a controller of flight system is presented.Base on the mathematical model,the controller is divided into two parts：variable-structure controller and neural network module which is used to modify the parameters of controller.This control system decouples the lateraldirectional tunnels well with a neural network sliding mode controller and provides a robust and de-coupled tracking for mission angle profiles.After this a control allocation algorithm is employed to allocate the torque moments to aerodynamic control surfaces and thrusters.The final simulation shows that the control system has a good accurate,robust and de-coupled tracking performance.The stable state error is less than 1°,and the overshoot is less than 5%.     

某大型无人机气动特性及稳定性分析

高空长航时无人机是一种新型的无人飞行器,在战场侦察和高空大气探测等方面有其特殊的用途。根据无人机特点,构造了具有联接翼特征的飞机气动布局;通过总体建模、网格划分、数值计算并应用MATLAB软件编程仿真,分析了无人机升阻特性、纵向静稳定性和横航行静稳定性;计算结果表明此方案满足设计要求,可为大型无人机总体设计提供理论依据和技术支持。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

中国运载火箭技术的成就与展望

中国长征火箭完全依靠中国人民自己的力量,取得了举世瞩目的成就,目前已形成了包括12种火箭在内的长征系列火箭群体,可用于发射近地轨道,太阳同步轨道和地球同步转移轨道的多种卫星;已进行了64次发射,将72个航天器成功送入地球轨道,其中包括27颗国外卫星;火箭总体技术性能接近或达到国际一流水平,在国际商业卫星发射市场上具有一定的竞争力;带动了国经济相关行业的发展,中国运载火箭将进一步提高可靠性、适应性,缩短发射周期,优化火箭型谱,开发研制新一代无毒、无污染、高性能、低成本的运载火箭、进一步提高参与国际商业发射服务的能力。中国学应研制和探索可重复使用运载火箭技术,从根本上降低成本,提高可靠性,促进中国火箭技术的进步。     

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。