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相似文献
 共查询到19条相似文献,搜索用时 141 毫秒
1.
雍恩米  刘深深  程艳青  钱炜祺 《航空学报》2019,40(7):122666-122666
为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性,考虑大气密度随高度的变化和引力梯度,建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程,然后获得转移矩阵和特征方程,在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数(CST)的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局,并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析,得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度,对弹道优化提出建议:应避免所设计的弹道产生太大的跳跃,即使是牺牲一些射程上的性能,因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。  相似文献   

2.
本文根据航天飞机再入大气轨道的运动方程,求出了升阻比为常值条件下的数值解。着重研究了改变升阻比和再入角对再入轨道的影响。并将精确数值解与近似解进行比较。此外,文中还估算了作用于航天飞机的最大热流。  相似文献   

3.
对再入飞行器进行跟踪,获取目标弹道的精确估计具有十分重要的现实意义。飞行器在再入段的弹道可用较为精确的动力学模型描述,并利用UKF对目标的弹道进行估计,与3RR.几何法解算结果进行比对。仿真结果表明,对于弹道式再入飞行器,基于BRV-Exp模型的弹道估计精度比3RR.法具有明显改善;对于机动式再入飞行器,基于MRV-Wiener模型的估计精度只是略微优于3RR.法的弹道估计精度。  相似文献   

4.
为了适应低升阻比飞行器再入返回的大航程要求,针对大气跳跃再入飞行环境复杂并难以直接获得解析解的特点,基于匹配渐进展开法设计了一种跳跃式再入解析预测-校正制导方法。首先分析了低升阻比飞行器大气跳跃再入轨迹的飞行剖面和制导分段方法;然后分别推导了其运动方程以重力作用为主导的外解和以气动力作用为主导的内解的渐进展开形式,并通过匹配获得了统一的封闭解析表达式;接着基于此解析解实时预测飞行器的剩余航程,并通过不断迭代升阻比垂向分量以满足最后的落点精度;最后针对跳跃再入飞行的不同阶段设计了不同的制导策略以获得最终的倾侧角指令。仿真结果表明采用跳跃式再入返回技术,阿波罗指令舱的航程能够达到8 348km,而解析预测-校正制导律的落点精度为0.338km,证明了此方法的有效性。  相似文献   

5.
基于物理规划的高超声速飞行器滑翔式再入轨迹优化   总被引:5,自引:0,他引:5  
雍恩米  陈磊  唐国金 《航空学报》2008,29(5):1091-1097
 轨迹优化是新型高超声速滑翔式再入飞行器方案设计的关键技术之一。物理规划方法能够以较低的计算代价获得设计者偏好的多目标优化问题的折中解。基于该方法研究滑翔式再入最优飞行轨迹。首先介绍物理规划方法求解多目标优化问题的数学模型,然后将考虑射程最大、热载最小、热流密度峰值最小和弹道最稳定4个目标的再入最优轨迹问题纳入物理规划的框架求解。以某带翼锥形再入飞行器为例,通过计算并分析单目标优化结果,确定具体的偏好结构,采用遗传算法求解了考虑热流、过载、动压和终端条件约束的多目标最优轨迹。优化计算结果验证了物理规划方法的有效性。分析了沿最优轨迹飞行的物理原因和基本迎角控制规律,可为滑翔式再入飞行器的最优轨迹方案设计提供依据。  相似文献   

6.
针对扰动引力大小和方向随空间位置变化的特点,将自由段弹道按射程进行分段,动态建立北天东坐标系并计算高阶扰动引力加速度,将其天向分量等价为均质圆球质量偏差,并修正标准椭圆轨道方程;将扰动引力对北向和东向的影响近似为匀加速直线运动,推导出运动微分方程的解并在地心坐标系内对弹道飞行器的位置和绝对速度进行更新计算,从而提出了高阶扰动引力对自由段弹道影响的近似解析解计算方法。数值计算结果表明,该方法具有较高的计算精度,可用于弹道飞行器高精度实时制导和轨道预测等方面。  相似文献   

7.
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。  相似文献   

8.
本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不同锥角、不同钝度比及不同外形弹头型再入飞行器的气动力和力矩系数,其结果与无粘数值解及实验结果作了比较,在攻角2°~14°范围内吻合得很好。局部方法可用于弹头型高超声速再入飞行器气动特性的快速预示。  相似文献   

9.
李佳峰  陈万春 《航空学报》2009,30(9):1605-1611
 为了准确地求解高超声速飞行器再入巡航段节省燃料的最优弹道,在直接法得到次优解的基础上,提出了全程协态估算方法。该方法不仅能精确地估算出协态变量的初值,而且能得到协态变量的曲线,特别是对于存在内点约束的问题,协态变量不再连续时,能估算出各协态的跳变量。针对带约束的高超声速飞行器最省燃料弹道的特点,利用序列二次规划(SQP)算法得到其次优弹道,并应用所提的方法估算出协态变量的初值和跳变量,由极大值原理构造两点边值问题(TPBVP),以估算结果作为初值求解得到最优弹道。仿真结果表明:在300 W/cm2的热流约束下,每个周期上最优解比稳态解节省约2.4%的燃料;另外,所提的全程协态估算方法能精确地估算出协态变量的初值和跳变量,以其作为初值有利于降低求解TPBVP的难度,使算法快速收敛到问题的最优解。  相似文献   

10.
考虑到地球扁率J_2摄动的影响,在非正交分解法的基础上,利用自由段弹道地心距迭代解析解,给出了一种弹道飞行器零射程线的计算方法。数值仿真结果表明,该方法具有很高的精度,且计算速度较快,在闭路制导能量耗散和多弹头进攻弹道设计中具有较高的应用价值。  相似文献   

11.
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。  相似文献   

12.
轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法研究   总被引:4,自引:0,他引:4  
王志刚  严辉 《飞行力学》1997,15(2):19-26
基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法,采用两种轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法--静态+动态一体化优化方法和参数最优化方法,研究载人飞船再入的轨迹/总体参数的优化,并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算,得到飞船的最优滚转程序、升阻比,再入角和再人终端时间。结果分析表明,两种一体化优化方法有得到较高精度。  相似文献   

13.
论述了神经网络理论在飞行器再入制导方面的应用.在分析各方法优缺点的基础上,提出了一种基于广义同归神经网络(GRNN)模型的再入制导方法.神经网络通过一组选定的轨迹样本进行有导师训练,训练好之后作为控制指令生成器,输入为再入过程中飞行器的状态参数,输出为倾侧角控制量,迎角控制量则由迎角剖面给定.仿真结果验证了该方法在再入...  相似文献   

14.
高超声速飞行器再入多段导引方法研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
刘冠南  周浩  陈万春 《飞行力学》2012,30(4):337-340,344
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。  相似文献   

15.
标准轨迹制导中准平衡滑翔条件优化研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
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.  相似文献   

16.
姜鹏  郭栋  韩亮  李清东  任章 《航空学报》2020,41(z1):723776-723776
提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。  相似文献   

17.
再入滑翔式飞行器轨迹快速优化   总被引:1,自引:0,他引:1  
为了满足再入滑翔飞行器轨迹实时生成的要求,提出了一种轨迹快速优化方法.在模型处理方面,根据再入飞行器运动的特点,对再入轨迹方程进行了合理的简化处理和无量纲化处理,使其更适合数值优化算法求解;在算法方面,采用乘子法对再入终端约束进行处理,然后采用共轭梯度法求解最优的再入轨迹.仿真结果表明,这样处理只需10s左右的时间便能产生一条满足约束条件的再入优化轨迹,验证了模型  相似文献   

18.
再入地球大气是探月飞船返回的关键阶段,再入制导是返回再入中的难点问题.飞船跳跃式再入过程复杂,标准轨道制导方法难以满足任务要求,因此具有高精度和强鲁棒性的预测—校正制导方法成为解决问题的首选.以探月飞船跳跃式再入为背景,设计了数值预测—校正制导律,研究了基于嵌套式积分算法的航程快速预报方法和基于有界试位法的倾侧角剖面快速更新算法,提出了一种气动系数误差和大气密度误差的在线参数辨识方法,并基于最大偏差法和蒙特卡洛打靶法进行了仿真分析.结果表明,预测—校正再入制导方法在跳跃式再入问题上具有较高的精度和较好的鲁棒性.5 000 km再入航程时,开伞点误差在2.5 km以内.  相似文献   

19.
针对含有航路点、禁飞区约束的再入突防轨迹优化问题,提出了基于HP自适应Radau伪谱法(HP-RPM)的分段轨迹优化策略,给出了在含有热流密度、过载、动压、航路点和禁飞区等约束条件下的再入轨迹优化模型;利用HP-RPM对含有再入的最优控制问题进行离散化,将其转为非线性规划问题,并根据航路点所在的位置,对再入轨迹进行分段,以再入滑翔飞行的时间最短为仿真目标函数进行仿真计算。仿真结果表明,此方法可以生成一条满足多种约束条件的高精度优化轨迹,并且用时较短。  相似文献   

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