大型弹道式飞行器六自由度仿真研究与展望

本文针对大型弹道式飞行器传统建模和仿真方法的局限性，采用多种运动形态一体化建模方法，建立了飞行器全干扰，全量，全通道，时变非线性六自由度模型，并进行了数字仿真和接入部分实装的半实物仿真。     

高超声速飞行器起飞质量的解析估算

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。     

虚拟再入点摄动制导方案应用研究

弹道式飞行器飞行过程中许多不可预料的干扰对其制导系统的“鲁棒性”提出了很高的要求。本文在分析了传统的摄动制导方案(即δ制导方案)在实际飞行中的抗干扰能力差等缺点的基础上,根据弹道式飞行器在空间的运动特性提出了一种基于虚拟再入点状态参数控制泛函的新型摄动制导方案。通过系统的理论和方法对该新型摄动制导方案的合理性、有效性和优越性进行了科学、系统地研究分析,在建立的制导模型基础上进行了严格地科学仿真计算并对该制导方案的部分优越性进行了验证和揭示。     

空间邮件回收系统设计方案

未来的空间应用迫切要求将空间加工处理过的材料返回地球,并迅速将样品送到用户乎中,采用回收舱可能是满足这种要求的最好方法。为了估价陆上回收小型半弹道式再入飞行器,进行了方案性探讨。根据给定的任务约束条件,对常规的回收系统和可操纵的滑翔伞系统进行了评估和设计。本文讨论了这两种回收系统的方案,叙述了主要技术性能。第二方案尽管比较复杂,但它的性能优越并具有发展潜力,因此是较好的选择。     

再入气动理论和实验的评述

战略武器的发展,要求进一步提高再入飞行器的突防能力、生存力和命中精度。现代高级再入飞行器主要是高β(弹道系数)再入的弹道式再入飞行器和机动武再入飞行器。本文所讨论的再入问题,就是指高级再入飞行器再入地球的大气层时所遇到的问题,整个再入系统虽然还包括材料、结构、遥测、控制等其它方面。但是再入动力学和气动热力学是再入系统的最重要问题之一,本文着重讨论这方面的现状、存在问题和解决问题的技术途径。 再入气动力学和气动热力学的主要问题是烧蚀防热问题,气动力问题,粒子云侵蚀问题,滚动问题,机动再入问题和再入物理等问题。解决这些问题要采用理论和实验相结合的方法,依靠理论计算、地面模拟试验和飞行试验等手段,通过综合分析提高设计计算的精度,寻找有效的措施保证性能要求。     

飞行器设计与试验的虚拟样机技术

虚拟样机是建立在CAD/CAM、系统仿真和虚拟现实基础上的一种新概念技术，它将成为未来飞行器设计、运行和实验的重要技术手段。本文探讨了飞行器虚拟样机设计与仿真环境系统框架，对虚拟样机设计环境的系统结构、建模和虚拟实验进行了详细介绍，包括研究意义、发展背景、概念定义、设计要求、系统构成和研究开发任务等内容，旨在探讨面向飞行器系统虚拟样机及设计环境的研究与开发思路。     

潜射弹道式飞行器初始运动条件的确定

研究从潜艇上发射的弹道式飞行器初始运动条件确定问题,为此建立了相应的坐标系。在考虑地球自转和发射潜艇6自由度运动的情况下,用矢量导数转换的方法推导出飞行器发射时其质心的绝对速度和加速度的表达式,根据合成转动的四元数求取规则求出了描述飞行器初始姿态的四元数。     

基于UKF的再入弹道高精度估计方法研究

飞行器在再入段的弹道可用较为精确的动力学模型描述,在地心直角坐标系下建立飞行器再入段的动力学模型,利用UKF对弹道式再入目标的弹道进行估计,并与三站几何解析法的解算结果进行对比,仿真结果表明,基于动力学模型的UKF可以有效地提高再入目标弹道的估计精度.     

弹道式飞行器再入高度惯性控制方案

弹道式飞行器再入时，常常要求在规定高度上发出开伞信号，目前用的过载延时控制方法误差太大。本文以飞行器轴向视速度及其积分为控制信号，用共扼方程法设计了一种惯性高度控制方案。计算结果表明，该方案的控制误差小于１００ｍ。     

弹道式再入飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求

弹道式再入飞行器一般为轴对称旋成体,但其质心可以偏离对称轴。我们称通过飞行器质心和对称轴的平面为飞行器的对称面。这种飞行器以配平攻角状态返回时,不仅要求其相对于地球的飞行速度矢量平行于飞行器的对称面、飞行攻角恰等于配平攻角,而且要求其相对于质心的转动角速度矢量垂直于飞行器的对称面,能使飞行器的姿态跟随飞行速度矢量的改变。基于上述考虑,本文给出了这种飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求。     

航天器单层板结构弹道极限的支持向量机预测模型

提出了一种基于非线性不可分支持向量机（SVM）方法的航天器单层板结构弹道极限预测模型。利用实验数据对SVM进行训练,建立穿透点和未穿透点的分隔面,进而预测新结构弹道极限特性。SVM的训练问题是以实验点分类正确性为约束,预测置信度最大化为目标的二次规划问题,用Lagrange对偶方法有效求解了该训练问题,并通过附加Lagrange乘子的上限约束处理不可分数据集。引入二次核函数将线性SVM推广到非线性,有效实现了实验点的分类。利用超高速碰撞实验数据对SVM弹道极限预测模型进行了验证,计算对比表明SVM方法有效预测了弹道极限,并且精度高于NASA JSC单层板弹道极限方程。对分离面方程分离变量,建立了基于SVM的弹道极限方程显式表达式。     

喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性

发展了一套电动伺服驱动的喉栓式变推力固体火箭发动机试验系统,研制了喉栓式变推力固体火箭发动机,进行了喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性试验.试验研究表明,耐烧蚀喉栓的轴向运动可实时调节发动机内弹道特性,目前已实现压强的四级调节;发动机内弹道变化相对喉栓运动有一定延迟,但其延迟可为工程所接受.     

燃气蒸汽式发射系统内弹道若干问题研究

通过对燃气蒸汽式发射动力系统的研究，总结出影响内弹道计算精度的若干因素，并就其中几个影响较大的问题进行了详细的分析，开发研制出了一套用于预估内弹道性能的系统化程序。通过实验数据的比较，验证了适用于内弹道计算的数学物理模型，为燃气蒸汽式发射系统设计提供参考依据。     

基于反馈线性化和变结构控制的飞行器姿态控制系统设计

在大姿态角的情况下，飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不容忽略，使得传统的基于小扰动假设的近似线性化处理方法面临难以克服的困难。本文首先运用反馈线性化方法，将飞行器姿态通道线性化解耦成三个单输入单输出系统，然后运用分散滑动模态变结构控制理论对每个通道分别设计变结构控制器，以期使系统获得对参数摄动和外部扰动的鲁棒性。理论研究和数值仿真表明，所设计的控制系统可以适用于飞行器大姿态角飞行的情况，并对系统参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性。     

飞行器气动与隐身综合特性数值分析

开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究,编制了相应的计算与分析程序。该程 序的主要 功能包括：飞行器外形参数化和计算网格的生成,气动特性计算（利用有限体积方法求解NS 方程）,隐身特性计算（利用时域有限差分方法求解Maxwell方程）,飞行器气动与隐身综 合特性分析。作为应用的一个实例,对一种带翼钝锥体的气动和隐身综合特性进行了分析, 并设计出两种新的外形,新外形的气动和隐身综合特性与原形相比有明显提高。     

弹道导弹突防干扰试验评估方法研究

弹道导弹攻防对抗试验评估是突防干扰装置定型的重要环节。从接近实战考核需求,分析了弹道导弹面临的威胁,给出了一种有效的弹道导弹突防干扰试验方法,分析了试验关键技术,包括配试装备选择、飞行平台选择、试验态势构建、复杂电磁环境、内场试验模型建立与校验等。最后提出了弹道导弹突防干扰装置综合干扰效果评估方法,并给出了干扰效果评估结果可信度分析方法。     

高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究

针对高速再入飞行器模型的快时变、强耦合及严重非线性的特点 ,采用变结构控制方法设计了自动驾驶仪 ;同时 ,采用最优化设计理论与理想速度曲线相结合的方法 ,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后 ,进行了系统六自由度仿真 ,结果表明 :本文设计的制导律及控制方案合理、有效 ,易于实现     

基于dSPACE的飞行器控制半实物仿真系统快速搭建

针对半实物仿真大数据量传输和仿真系统快速开发的问题,利用dSPACE系统构建了飞行器控制半实物仿真系统,介绍了系统的硬件构成及关键技术。采用DS4201s板卡的串口模块与转台控制机进行通信,三轴转台和惯测单元7200组合完成三轴角速率的模拟,利用232串口实现了加速度信息的发送,解决了执行机构反馈电压的采集和A/D转换问题,利用simulink的RTW功能完成飞控程序向DSP芯片的下载。各硬件设备的仿真结果表明控制系统具备闭环仿真能力,且新增硬件设备能快速加入仿真闭环,达到了快速开发半实物仿真系统的目的。〖JP〗
     

熵理论在组合导航系统信息结构中的应用研究

组合导航就是采用多个导航传感器,通过信息融合技术,对测量结果进行重新整合。本文以亚音速飞行器为背景,通过对组合导航系统熵的结构进行研究,分析了组合导航系统的信息结构。结果表明,组合导航系统的最优控制规律等效于导航系统的最大熵原理。     

弹道导弹中段监视与跟踪仿真系统设计

随着反导防御系统的发展,弹道导弹突防将受到更大的威胁,而弹道导弹中段是攻防对抗集中体现的区域。本文以美国的天基红外预警系统为参考,对弹道导弹中段监视与跟踪仿真系统进行了研究,提出了仿真系统的体系结构,并对仿真模型的具体实现进行了详细的描述。系统的建立可为弹道导弹作战模拟提供研究平台,并可对面向空间预警的信息处理算法进行评估,为中段反导作战的具体影响提供有益的参考信息。