高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究

高超声速滑翔飞行器具有高机动和远程快速到达能力,是高超声速技术应用的前沿领域。快速准确地预测飞行器表面受热变化特征,对高超声速滑翔飞行器热防护系统设计十分重要。以基于锥导乘波构型的高超声速滑翔飞行器和跳跃飞行弹道为研究对象,对其表面不同特征区域的加热开展了快速预测方法研究;采用选用方法分析驻点辐射平衡温度随飞行弹道的变化规律;在弹道特征位置上针对飞行器前缘及上、下表面的加热情况进行分析,获得高超声速滑翔飞行器受热的整体特征,可为分区域选择热防护措施提供参考。     

高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。     

再入飞行器沉浮特性近似解析及应用

采用基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法的再入飞行器,从初始下降段到平衡滑翔段过渡或出现较大预测偏差时易产生沉浮振荡,且随着近年来所研究飞行器升阻比的增加,沉浮振荡更加明显,从而引起了研究者对高超声速沉浮特性的重新审视。首先,通过三阶纵向动态方程及平衡滑翔条件推导出了形式简洁、能直观表达主要影响因素的再入飞行器高超声速沉浮特性近似解。在此基础上,分析发现高超声速沉浮阻尼特性随高度的变化规律主要由轨道速度比和沉浮修正参数主导,澄清了以往对大气密度梯度参数影响的猜测。最后,推导出再入轨迹振荡抑制器设计的近似解析关系,进一步完善了基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法,仿真验证表明该方法能够有效抑制再入轨迹的沉浮振荡。     

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

反临近空间高超声速飞行器中末交接视角研究

针对临近空间高超声速飞行器的拦截问题,研究了拦截弹中末制导交接班时的导引头视角优化问题。首先,分析了临近空间大气环境及其对红外传输的影响,表明该空域适合红外探测器工作;然后,针对临近空间高超声速目标的红外特性设计了红外导引头方案;最后,将目标视为点源目标,建立了探测距离计算模型和大气透过率工程计算模型,研究了导引头探测距离与探测视角的关系。研究结果表明:针对临近空间高超声速目标,自上而下的探测方式有利于增加导引头探测距离;拦截弹中制导段弹道宜采用高抛再入式弹道。     

高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法

针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题,建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型,提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型,推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型,进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数,减少了六自由度制导控制系统的设计参数,省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程;同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程,简化了制导控制系统的设计流程,为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。     

高超声速滑翔乘波飞行器多物理效应研究

高超声速滑翔飞行器在高空、高马赫数飞行时所面临的多物理效应对其气动性能会产生较大的影响。本文利用锥导乘波体进行工程化设计,生成了一种高超声速远程滑翔乘波飞行器,采用计算流体动力学(CFD)方法数值模拟了该飞行器在高空、高马赫数飞行状态下的流动,分析了高空多物理效应(主要关注粘性干扰效应和真实气体效应)对飞行器气动性能的影响,并通过比较分析得到了不同气动力系数对不同物理效应的敏感程度,可以为高超声速滑翔飞行器的设计及气动性能评估提供参考。     

滑翔飞行器弹道规划与制导方法综述综述

滑翔飞行器以其突出的机动突防能力、高精度打击以及全球快速可达等优势成为当下航空航天领域研究热点。作为控制飞行器可靠执行既定飞行任务的核心部分,弹道规划与制导方法是关注的焦点。概述当前滑翔飞行器弹道规划与制导方法,尤其是基于标准剖面和基于预测校正思想的弹道规划与制导方法的研究现状。进一步,分析当下滑翔飞行器弹道规划与制导方法的研究热点与难点,并结合人工智能,对滑翔飞行器弹道规划与制导方法未来可能的发展趋势进行了展望。     

反吸气式临近空间飞行器空基拦截弹制导律设计

临近空间高超声速飞行器的出现和应用,为传统防空系统提出了新的挑战。提出了一种反临近空间高超声速吸气式飞行器巡航段空基拦截方案,并设计了基于末角约束比例导引法的中制导律和空基拦截弹复合制导律。仿真结果表明,改进末角约束比例导引法能充分利用拦截弹中制导段过载承受能力,有效地加快了拦截弹达到期望末视线角的速度,改善了中末交班性能;所设计的拦截方案能够对典型机动目标实施有效拦截。     

面对称高超飞行器几何参数与总体性能相关性研究

气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术,气动布局的选择与确定是影响飞行器总体方案论证的重要因素.以一类面对称滑翔飞行器为研究对象,采用针对高超声速飞行器的快速工程算法,建立参数化外形的气动数据库,实现由气动布局要素到总体性能指标的映射,并通过数据分析方法,如相关性分析、灵敏度分析等,梳理出影响高超声速滑翔飞行器不同总体性能的关键气动外形几何参数,并进行相关性排序,研究结果可指导高超声速滑翔飞行器的布局设计及优化.     

超视距舰空导弹爬升段弹道设计

针对超视距舰空导弹中制导的爬升段,采取两段程序圆弧相结合的方法设计弹道,给出了导弹爬升段的高度与倾角指令,并对于在圆弧间及弧与高空平飞段两转接点处出现的抖动现象,通过改变转接基准并做必需的导引指令修正,有效地解决了抖动问题。最后的仿真结果验证了所设计导引律的可行性和对于消除抖动问题所做措施的有效性。     

飞机下滑波束导引系统设计及仿真

下滑波束导引系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。首先,简要阐述了下滑波束导引系统的基本工作原理;然后,对导引系统的运动学环节及下滑耦合器进行分析,对飞机下滑波束导引系统结构进行设计;最后,在MATLAB平台下,对所设计的下滑波束导引系统进行大量仿真研究。仿真结果显示。所设计的下滑波束导引系统结构是合理的,其控制系统是稳定的,且其稳态性能也得到改善。     

基于滑模控制的剖面跟踪制导律

针对高超声速飞行器滑翔段的高精度制导问题，考虑复杂多约束条件以及干扰和不确定因素的影响，设计了一种基于全局积分滑模控制的剖面跟踪制导方法。首先，将多重约束转化为阻力加速度-速度（D-V）平面内的再入走廊；然后，以终端精度和总吸热量为性能指标，采用分段函数的形式优化设计出一条标准D-V剖面；再基于简化的动力学模型，推导得到关于阻力加速度微分和速度的二阶非线性模型；最后，基于滑模控制理论，设计全局积分滑模面和指数趋近律，获得控制量幅值大小，并结合侧向方位误差走廊确定控制量符号，从而实现对标准剖面的有效跟踪。采用CAV-H滑翔再入模型进行数值仿真，分析验证了提出的基于滑模控制的剖面跟踪制导律具有较好的跟踪性能和精度。     

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system

Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system with flight constraints and cooperative constraints is investigated. This paper mainly cares about the coordination of the entry glide flight phase and driving-down phase. Different from the existing results, both the attack time and the attack angle constraints are considered simultaneously. Firstly, for the entry glide flight phase, a two-stage method is proposed to achieve the rapid cooperative trajectories planning, where the control signal corridors are designed based on the quasi-equilibrium gliding conditions. In the first stage, the bank angle curve is optimized to achieve the attack angle coordination. In the second stage, the angle of attack curve is optimized to achieve the attack time coordination. The optimized parameters can be obtained by the secant method. Secondly, for the driving-down phase, the cooperative terminal guidance law is designed where the terminal attack time and attack angle are considered. The guidance law is then transformed into the bank angle and angle of attack commands. The cooperative guidance strategy is summarized as an algorithm. Finally, a numerical simulation example with three hypersonic gliding vehicles is provided for revealing the effectiveness of the acquired strategy and algorithm.     

短距起飞垂直着陆推力矢量无人飞行器减速过渡控制律设计

为实现短距起飞垂直着陆(STOVL)无人飞行器在推力矢量控制下的减速过渡,研究减速过渡阶段的控制律综合设计方法.首先通过分析STOVL无人飞行器减速过渡性能,对减速过渡推力矢量控制方案进行了评估;然后采用隐式动态逆方法设计导引律,为STOVL无人飞行器按预设任务减速过渡提供可达的控制指令;最后采用改进的特征结构配置方法进行内环控制律设计,跟踪导引指令并保持姿态稳定,伴随动压降低加入姿态喷管控制,辅助气动舵面稳定姿态.由全量六自由度飞行仿真结果表明:当减速过渡速度低于最小平飞速度以后,STOVL无人飞行器依然保持良好的航迹跟踪和姿态稳定.该方法完全采用直接配置法,有利于随控布局总体方案的快速评估.      

基于落角约束的超声速导弹制导方案研究

针对超声速导弹具有落角约束条件下的制导问题,提出了一种新的设计方案.首先,在中制导俯冲过程中,采用攻击预先设定的虚拟目标方案,达到期望的中制导末端性能指标;然后,开始末制导俯冲段,雷达开机实时攻击实际目标,使导弹在需用过载和导引头框架角约束条件下,以期望落角命中目标.仿真结果表明,该制导律具有期望的性能要求,易于工程实现.     

标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究

对于可重复使用运载器标准轨迹再入制导,准平衡滑翔条件可以将高度-速度平面内各项再入约束形成的飞行走廊,转换为倾侧角-速度空间内的倾侧角走廊.通过在倾侧角走廊内设计倾侧角曲线,可以生成满足飞行走廊的标准轨迹.通过论证标准轨迹再入制导过程中的准平衡滑翔条件及其物理意义,说明了由倾侧角走廊内的倾侧角曲线生成的标准轨迹,存在突破再入飞行走廊边界的可能性.通过对倾侧角走廊边界设置余度,极大地降低了标准轨迹突破再入飞行走廊边界的可能性,提高了标准轨迹的设计成功率.     

有动力空间再入打击飞行器航迹优化

提出了有动力再入打击飞行器的航迹优化方法。基于标准的大气模型、数值的气动模型,考虑地球自转效应,建立了有动力再入打击飞行器的航迹优化模型。将再入航迹分为助推加速段和无动力滑翔段分别优化,从而得到优化航迹。算例表明,该方法得到的航程比最大升阻比航迹增加7.3%。因此,该方法用于有动力再入航迹的优化是有效的、可行的。