吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。     

发动机喷流对飞行器飞行姿态影响的研究

针对某型导弹的实际飞行结果，在对立了合理的发动机推力模型及喷流模型的基础上，采用多学科的一体化仿真方法，重点研究了发动机喷流干扰对该型导弹飞行性能的影响。结果表明发动机喷流与发动机推力偏心及偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生显著影响，在飞行控制系统的仿真研究与参数整定中应综合考虑这些因素。     

浅评美国烧蚀测量技术

烧蚀是导弹与宇航工程界引人注目并得到重视的科目,是发展新型再入飞行器所需要解决的主要技术关键。烧蚀测量是导弹或其它再入飞行器在飞行试验时防热材料烧蚀量的测量技术,是研究烧蚀理论、烧蚀材料以及防热设计过程中的一个重要实验手段。     

战区高空面防御系统即将试飞

战区高空面防御系统即将试飞美国陆军的战区高空面防御系统（ＴＨＡＡＤ）进行飞行试验的准备工作已接近尾声。飞行试验将在位于新墨西哥州的白沙导弹靶场进行，所用的１４枚飞行器是由洛克希德导弹与航天公司制造的。ＴＨＡＡＤ的动能杀伤器（位于图中前部）在头部装有硅...     

高精度多通道飞行器结构载荷测量系统设计方法

飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械，包括航空器、航天器、火箭和导弹。飞行器在机动过程中，飞行器结构的截面载荷是结构设计的重要依据，截面载荷测量结果的准确度直接关系到结构设计的可靠性。针对导弹在飞行过程中结构内部应力难以测量的问题，提出了利用载荷测试仪实测应变载荷与LS-DYNA软件结合仿真分析的方法，该方法通过对单个桁条组件的应力性能进行有限元仿真验证，确认每个桁条组件的测点布局，设计载荷测试仪进行高精度载荷测量，测试仪由8通道应变测量模块与6通道温度测量模块组成，系统由单片机与FPGA共同控制，通过应变信号调理电路与温度信号调理电路提升信号的线性度，采用Flash实现大量数据的存储，通过RS422转USB将数据上传至上位机。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案，结果表明载荷测试仪采集到的应变数据与温度数据呈高线性度，对导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。     

反弹道导弹的作战过程及其总体技术

弹道导弹是一种采用弹道式控制的飞行器。它在主动段（从发射到发动机关机，也叫助推段）利用其火箭发动机的动力，沿着进行制导的弹道飞行（是一个加速过程），当推进到一定速度后，终止发动机推力；在被动段咱由飞行段十再入段）沿着只受地球弓I力作用的椭圆弹道，依靠在主动段获得的能量，作惯性飞行。导弹制导系统通过不断测量导弹相对于目标的位置或速度，计算实际飞行弹道与设定弹道之间的偏差，形成制导指令。通过导弹姿态控制系统控制导弹的飞行姿态和飞行弹道，使它沿着设定的弹道飞向目标。弹上制导系统随时修正横向偏差，当导弹…     

某防空导弹制导控制半实物仿真系统设计

介绍了某防空导弹制导控制半实物仿真系统的设计,给出了仿真系统的组成。其中,导引头和天线罩安装于导引头仿真转台上,惯测装置置于位置速率转台上,并采用真实视线法进行半实物仿真。仿真和导弹飞行试验结果表明,该半实物仿真系统有效地模拟了飞行试验导弹的飞行过程,仿真试验具有较高的重复性和置信度。     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量 ,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置 ,即利用大气中的氧气作为氧化剂 ,从而节省导弹燃料 ,减轻导弹重量 ,实现远距离飞行。从发射到命中目标 ,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程 ,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下 ,发动机推力约等于空气阻力 ,气动升力约等于飞行器重量 ,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于 50米 ,海射对地型的最低巡航…     

试验

印度成功试射R-73空空导弹;美国公布高超声速试验飞行器试飞失败原因;雷锡恩公司完成滚转弹体导弹关键飞行试验;印度成功试射烈火-1导弹;联合空地导弹成功击中6千米外目标;美海军中断阿连特科技公司的导弹测试;     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置,即利用大气中的氧气作为氧化剂,从而节省导弹燃料,减轻导弹重量,实现远距离飞行。从发射到命中目标,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下,发动机推力约等于空气阻力,气动升力约等于飞行器重量,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于50米,海射对地型的最低巡航高度为50～250     

基于未知地标被动观测的飞航导弹SINS俯仰姿态误差估计方法

针对飞航导弹单独使用时SINS存在姿态估计精度随时间降低的问题,提出了基于未知地标被动观测的SINS俯仰姿态误差估计方法。首先,根据飞航导弹中制导段飞行的特点,把SINS俯仰姿态误差估计问题转化为攻角估计问题。然后,在不改变导弹巡航路径的前提下,利用弹上成像导引头对视场内任意未知地标连续被动观测,分别提出了弹体坐标系和速度坐标系下的攻角估计方法,并分析了观测噪声对量测方程系数的影响。最后,利用平均去噪的思想对估计结果进行处理,提高了SINS俯仰姿态误差的估计精度。仿真结果表明：两种方法都能有效估计出飞航导弹SINS俯仰姿态量测误差。     

具有有界控制的三维最优制导律

在本文中以微分对策为基础，研究了导弹－目标飞行器在碰撞轨线附近的三维空间拦截问题。考虑了导弹、目标飞行器的动态特性，并将终端脱靶量作为性能指标，给出了完全信息情况下具有有界控制的双方最优策略。对时空区域进行了划分，讨论了导弹与目标相撞的条件以及导弹在实现最优制导律时存在的困难及实现方法。     

商业载人亚轨道飞行器发展现状与趋势分析

对当前国外各商业公司的载人亚轨道飞行器的发展现状进行了调研,主要包括飞行器系统概况、飞行方案、项目进展等内容。从飞行器与飞行方案设计等角度对各亚轨道飞行器的总体技术特点、各商业公司关于亚轨道飞行器的发展思路和趋势进行了比较分析。得出对我国发展商业亚轨道飞行器的若干启示,建议以旋成体亚轨道乘员舱为发展起点,及早进入载人亚轨道飞行领域,并积极谋划亚轨道空天飞机的长远发展。     

太阳能飞行器能源昼夜闭环仿真分析

以能量为核心，建立太阳能飞行器的获能模型；通过对太阳能飞行器飞行剖面特点的分析，设计飞行过程中各个阶段的飞行方案，并建立相应的耗能模型；考虑目前储能电池技术水平，根据产能和耗能模型，建立储能模型，完成了能源闭环模型的设计；参照Zephyr 7太阳能无人机的结构参数对论文建立的模型进行了仿真分析，获取了飞行过程中能量变化规律，同时对飞行姿态进行优化。结果表明：通过对太阳能飞行器昼夜飞行高度的不同设置以及飞行姿态角的优化，太阳能飞行器可以实现跨昼夜持久飞行。     

跳跃式导弹弹道设计与优化

详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型。在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较。结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计。     

空间快速拦截弹道优化设计研究

对用地基导弹拦截空间低轨目标时的弹道优化设计进行了研究。针对两级导弹,采用同面逆向拦截方式,选择合适的发射点和拦截点。建立了导弹主动段和自由段的弹道模型,对主动段飞行程序参数进行优化,在满足约束飞行程序约束条件下,用牛顿迭代法对拦截弹两点边值问题进行迭代计算,求出飞行程序的参数。仿真计算结果表明:用所提优化方法设计的弹道能满足导弹的性能要求,在飞行程序控制下可在预定时间到达预定的拦截点,实现对低轨空间目标的快速拦截。研究为导弹武器对空间目标拦截的实际应用提供理论基础。     

地磁传感器在自旋导弹惯测组合中的应用研究

为了提高自旋导弹控制的性能,采用自旋导弹的惯测组合来扩充实时测量导弹在飞行过程中运动状态的能力。由于目前速率陀螺的量程和精度都不能满足测量自旋导弹大旋转速度的需求,因此在惯测组合中用地磁场传感器代替速率陀螺来测量绕弹体纵轴的角速度。本文主要利用地磁场传感器组合对自旋导弹滚转角、滚转周期的确定原理及工程可实现性进行研究,给出了采用敏感轴分别在弹体坐标系Oy1和Oz1方向的2个地磁场传感器实现自旋角速度测量的结构设计,分析了产生奇异的条件和地磁场传感器惯测组合的可行性,推导了利用地磁场传感器实现滚动角和滚动周期测量的计算公式和计算流程,对所研究的结果通过了实物试验验证。     

高超声速乘波飞行器气动实验研究

以绕楔高超声速流场为基础，用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形、初步探索了高超声速飞行器机身/推进系统一体化气动构形设计方法，开展了高超声速测压实验，结果表明：该类构形飞行器在高超声速飞行时，可以产生较高的升阻比，前体的预压缩效果明显，是以吸气式冲压发动机动力的有效途的飞行器构形。     

飞行参数对导弹发动机羽流的影响

对导弹发动机在不同飞行条件下的羽流进行数值模拟,得到飞行参数对导弹发动机羽流的影响规律,为载机挂点设计和制定发射边界提供了相应的理论依据。计算结果表明,在相同飞行马赫数下随飞行高度的增加,导弹羽流边界随之增加：在相同飞行高度下随飞行马赫数的增加,导弹羽流边界随之减小,同时导弹羽流结构也随飞行奈件变化而有很大的不同。数值模拟与地面试验结果一致,计算具有较高的可信度。     

基于固体运载器飞试数据的风场辨识方法研究

通过飞行测量数据辨识飞行器主动段飞行过程中真实风场环境是运载飞行器分析与设计中一项必要而具有难度的工作。本文基于固体运载飞行器主发动机工作段各项可测量飞行试验数据,给出了测量数据处理和风场辨识方法,并通过某固体运载飞行器的测量数据应用并验证了本文方法的有效性。