液体重定位推力时序的优化研究

研究了液体重定位的数值仿真方法，并利用半人马座在美国路易斯落塔试验室的落塔试验结果验证该计算方法的准确性，使用该数值仿真的方法对某贮箱液体重定位推力时序进行优化研究，研究结果表明通过对推力时序的优化能够加速液体重定位并能有效减少该过程需要消耗的能量。     

吸气式高超声速飞行器控制研究综述

吸气式高超声速飞行器控制系统的任务是在飞行包线内通过发动机提供的推力改变飞行速度并利用气动舵面偏转调整飞行姿态,控制飞行器精确跟踪制导指令。通过探讨高超声速飞行器的动力学特性,从系统建模和控制策略研究两个方面对高超声速飞行器的控制系统设计研究现状进行了分析和阐述,所得结论可为相关研究提供借鉴与参考。     

固体助推性能参数插值方法研究

运载火箭固体发动机的内弹道曲线一般以给定偏差下随时间变化的推力等参数表示,其推力大小和工作时间长短等性能参数受到多种偏差因素的同时影响,给出一种基于自变量与因变量同时变化的性能参数插值方法,采用双线性插值方法,对给定的少数几组偏差下的性能参数进行研究,得到任意偏差下的随时间变化的固体发动机推力等性能参数,为相关飞行器研制提供了重要的支撑。     

高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了“改进的预测-校正制导+定向末制导”方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。     

爆气二次喷射推力矢量控制系统关闭过程非定常效应研究

采用数值模拟方法对燃气二次喷射推力矢量控制系统关闭过程中非定常效应进行研究。给出了主／次流瞬态干扰流场结构逐渐弱化消失的流场细节特性,分析了流动参数和发动机内弹道性能的动态变化过程。研究表明：燃气引流孔和燃气二次喷射孔附近压强振荡强烈,非定常过程产生的动载荷将引起飞行器结构振动;喷流干扰力的残余影响明显,随时间变化减小较慢,必须考虑非定常延迟效应对控制效果的影响。     

你Q我A

Q:矢量发动机与一般发动机有什么不同,及其优点?网友zhenhuasunnyA:矢量推力喷气式发动机与普通喷气式发动机最大的不同在于尾喷管的结构。普通喷气发动机的尾喷管相对机身中轴线是固定的,也就是说其产生的推力只能向正后方;而矢量推力发动机的尾喷管可偏离机身轴线,其推力方向可与机身轴线呈一定角度。这样,在矢量推力发动机的作用下,飞机可实现垂直起降、飞行时机头方向不变而上升下降或短时间内加减速等。飞机的机动性不仅大幅度提高了,甚至可以不要垂尾、平尾等气动面,基本上依靠矢量推力发动机实现动力操控,可以说具有革命性的意义。…     

推力矢量控制技术在临近空间飞行器上的应用

简要介绍了推力矢量控制技术与临近空间飞行器的概念,选取超高空飞艇、超高空无人机、高超声速飞行器为对象,并以美军的临近空间飞行器为实例,对推力矢量控制技术在临近空间飞行器上的应用现状进行了总结,最后对推力矢量控制技术在临近空间背景下的应用前景进行了分析.     

相对离轨速度的确定

飞行器离轨瞬间,它的重心相对于导轨的速度叫相对离轨速度(V_(OTH))。为了计算这一速度,必须知道导轨长度,发动机推力随时间变化的规律(R=f(t)——起飞发动机的推力,P=f_1(t)——主发动机的推力),飞行器质量变化规律(m=f_2(t))。通常,在计算轨上运动段时,略去空气动力对飞行器的影响,飞行器的重心运动方程可以     

基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制,此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差,导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异,进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法,通过干扰力矩在线辨识,实时设计姿控喷管开关线,将极限环调整至环绕原点,从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明,与传统设计方法相比,基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%,减小姿态偏差对闭路制导的影响,飞行器落点精度提高约25%。     

基于干扰力矩补偿的空间飞行器姿态控制方法

考虑质心漂移、轨控推力偏心和推力偏移这几个引起干扰力矩的主要误差源,建立了空间飞行器的姿态动力学方程,选取惯组测得的角速度作为量测变量,通过可观测性秩条件对该系统的可观测性进行了分析,证明各姿态控制通道的总轨控干扰力矩均可观。基于扩展卡尔曼滤波,对空间飞行器轨控发动机引起的干扰力矩进行在线估计,并进一步在姿态控制中对其做出补偿。数学仿真的结果表明,扩展卡尔曼滤波能够实现较高的估计精度,且干扰力矩补偿后的姿态控制效果有了明显改善。     

载人火箭故障检测与逃逸控制软件可靠性设计

描述了载人运载火箭故障检测与逃逸控制软件的可靠性设计,并为制定航天软件的可靠性设计细则提供指南.使用描述的软件可靠性设计,将有利于提高航天软件的可靠性,有利于确保载人飞行任务的成功.相关工作已经应用于中国载人航天工程CZ-2F运载火箭故障检测处理系统.     

CZ-2F火箭逃逸系统

成功发射中国载人飞船的CZ-2F运载火箭上专门配备了保障航天员安全的故障检测处理系统和逃逸系统.本文简单介绍了逃逸系统的总体设计、气动设计、固体发动机设计、结构机构设计以及系统综合试验.     

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.     

逃逸发动机批量生产装药质量一致性控制

针对中国载人航天工程空间站任务高密度发射的特点,逃逸系统固体火箭发动机进行了批量生产实践.介绍了逃逸发动机生产过程可能出现的质量薄弱环节,并从人员控制、设备工装检定维护、原材料的批次性管理、环境控制以及工艺风险分析、数据包络分析等方面强化质量风险防控体系.采取的控制措施提高了批量生产装药质量的一致性.     

侧喷管脉冲发动机内流场数值模拟

为研究侧喷管脉冲发动机的性能,运用流体计算软件对作为制导弹药推力矢量控制系统执行结构的侧喷管脉冲发动机内的三维流场进行数值模拟,分析了偏心段偏心距离、喷管至偏心段距离、偏心段长度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响。研究结果表明:随着脉冲发动机偏心段向上移动,其径向推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动; 随着喷管至偏心段距离的增加,径向推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化; 受发动机结构的限制,偏心段长度对发动机性能的影响较小; 采用的数值模拟方法可以用于侧喷脉冲发动机流场及性能预示计算。     

导弹迎击时飞机的最佳逃逸策略研究

研究了飞机在被导弹迎面攻击时的最佳逃逸策略。首先建立了弹-机追逃对抗飞行数学模型,提出了几种突防方案,即机动变轨技术、抛射诱饵以及综合这两种突防方案,通过大量飞行数值仿真直观地比较了各种突防策略,得出了飞机躲避导弹袭击的最佳策略——作非常规机动并且同时发射诱饵弹。     

汽车整车性能模拟研究

本文介绍了整车动力性、经济性和排放性模拟的基本原理及模拟系统 ,利用发动机测试数据对整车进行了动力性、经济性和排放性模拟 ,并利用该模拟系统对装有奥必托发动机的奥拓轿车进行了性能验证 ,对实验结果和模拟结果进行了对比分析 .试验证明 ,该模拟系统模拟结果与试验结果吻合较好 ,为整车性能改进提供了方向 .     

基于BP神经网络的固体导弹耗尽关机姿态调制方法研究

针对固体火箭发动机燃料剩余问题,采用BP神经网络逼近算法,推导建立了一种适用于耗尽关机条件下,对导弹2级飞行进行能量管理的姿态调制方案。该方案在干扰条件下根据再入弹道倾角要求、推力偏差及射程的不同,2级点火10 s时弹上在线计算调制姿态,保证了能量消耗精度的同时为导弹在耗尽闭路导引段进行闭路制导提供了前提条件。通过仿真验证了该模型的正确性和可行性。     

舰载无人机在岛屿登陆作战中的运用

分析了舰载无人机的技战术使用特点及岛屿登陆作战的特点,并对舰载无人机在岛屿登陆作战中的主要作战任务加以分析、归纳和总结,得出舰载无人机将是未来舰艇编队的必备＂杀手锏＂武器。     

爆炸冲击波与逃逸飞行器间的追踪分析

在对某运载火箭爆炸时逃逸飞行过程仿真的基础上,分析了逃逸飞行器和爆炸冲击波的追踪关系,计算了作用在逃逸飞行器上的峰值超压和比冲量,发现火箭在发射台上爆炸和在最大动压区爆炸是威胁逃逸飞行器安全的两种最不利情况.所得结果对于研究爆炸冲击波作用下逃逸飞行器的破坏机理具有重要意义.