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再人飞行器优化气动布局研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题,提出了单目标和多目标优化设计方法,通过研究分析,指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器,弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何数变化规律,该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。 相似文献
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再入飞行器优化气动布局研究 总被引:6,自引:2,他引:6
本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题,提出了单目标和多目标、优化设计方法。通过研究分析,指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器、弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何参数变化规律。该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。 相似文献
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针对大升阻比飞行器再入滑翔制导问题,基于预测-校正制导法,提出一种横程动态约束的侧向制导策略。利用再入过程中横程与剩余航程的近似线性关系,设计边界约束动态变化的横程走廊控制倾侧角反转。对大气密度和飞行器气动参数扰动引起的预测模型不确定性进行在线参数估计。以CAV-L高超声速飞行器为研究对象,进行再入制导仿真。结果表明,对不同航程的再入任务该制导法均能精确引导飞行器飞向目标,侧向制导倾侧角反转时机分布合理,反转次数少。Monte Carlo仿真校验了横程动态约束制导法对再入状态误差和过程扰动具有良好的自适应性和鲁棒性。 相似文献
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针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。 相似文献
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为提升高超声速滑翔飞行器再入气动系数的刻画精度,基于公开的CAV-H气动系数数据,本文提出了一种改进的高超声速滑翔飞行器再入气动系数拟合模型。首先,建立攻角二次项和马赫数负指数幂项相结合的气动系数拟合模型。其次,利用多元非线性最小二乘法对模型进行参数辨识,并采用拟合优度评价了该模型对气动系数数据的解释程度。然后,依据该模型从升阻比角度分析了气动模型飞行特点。最后,对本文改进模型进行数据拟合仿真,分析升阻比特性,并进行再入轨迹优化任务仿真。气动数据拟合实验表明,与现有典型模型相比,改进模型拟合误差降低,拟合优度进一步提高。不同定升阻比的飞行仿真实验表明,应用改进模型可全面刻画再入滑翔飞行特性。再入滑翔飞行任务仿真结果表明,相较于对比模型,改进模型得到的再入轨迹更为平稳。 相似文献
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再入飞行器可达区域近似算法及地面覆盖研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在无旋圆地球假设下,利用飞行器最大纵程、最小纵程和最大横程三个典型性能指标,建立了飞行器纵程和横程之间近似椭圆分布的解析关系式,通过该关系式能够快速得到纵程和横程对应的边界曲线,并根据球面三角形将纵程和横程的对应关系转化为经纬度关系,从而得到飞行器地球表面可达区域的边界线.通过与Legendre伪谱法计算所得最优解的比较发现,在不同经纬度,以不同航向角再入后,最优化方法计算得到的边界点与解析方法计算的边界曲线分布基本一致,并仿真分析了不同弧段再入后飞行器地面可达区域的变化特点,针对顺行轨道和逆行轨道完成了再入飞行器地面覆盖范围的计算.该解析方法通过3个典型指标就能够快速计算飞行器再入可达区域,有助于飞行器着陆场快速选择和初期轨道快速设计. 相似文献
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末端能量管理段轨迹生成改进算法 总被引:1,自引:0,他引:1
改进再入飞行器能最管理阶段轨迹牛成算法,以高度为独立变量的三自由度方程为出发方程,根据地面轨迹长度和横侧机动能力确定动压剖面.将迭代算法改进为递推算法,计算不同固定滚转角下所需的纵向指令,使用三步逐点转动地面轨迹的方法依次消除航向角、横程和纵程的终端偏差,最终生成符合飞行器动力学特性 I的轨迹以及相应的制导指令.三自由度仿真表明:算法合理地考虑了飞行器纵横向耦合的特性,使得生成的轨迹与相应指令相匹配.调整动压剖面有效地改变返场区域,增强了对于初始条件的适应性. 相似文献
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介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力,在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。 相似文献
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A. A. Davydov 《Cosmic Research》2011,49(4):335-344
A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used
to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled
rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result,
the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken
from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously
processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of
processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate
the total angular momentum of flywheel engines. 相似文献
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The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers. 相似文献
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热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。 相似文献
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金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。 相似文献
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为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。 相似文献
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The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices. 相似文献