共查询到18条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
一种翼身组合体的气动设计及优化 总被引:3,自引:0,他引:3
翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载。采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法。提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案。本方案在5°攻角时升阻比可达6.5,并给出了飞行器稳定配平的质心布置条件。在纵向稳定配平时,组合体飞行器在偏航及滚转方向均为静/动稳定的。研究表明,本方案可在较小攻角时获得较大升阻比,并具有纵横向稳定性,是高超声速机动的潜在可行方案。 相似文献
2.
针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体可行方法。所提出的设计方案可用于快速选定满足各种过程约束的速度-攻角剖面;将该攻角设计方法应用于覆盖区优化问题,在继承已有方法的快速求解速度下,仿真结果及对比表明所规划的攻角剖面具有与直接法相似的最优性。 相似文献
3.
再入飞行器可达区域近似算法及地面覆盖研究 总被引:3,自引:0,他引:3
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
4.
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。 相似文献
5.
6.
7.
8.
9.
基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题 总被引:3,自引:0,他引:3
从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化,以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题,提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务:飞往太空站的运输任务,空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务,则更为困难,实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨,在热流约束下,气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为:热流约束下的最优控制解,包括考虑推力协同变轨,除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外,其余的控制律,升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术,即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。 相似文献
10.
由于干扰因素的影响,飞行器再入时会产生±5°的初始攻角,这种攻角产生的升力不仅随攻角的收敛而变小,而且随飞行器的自旋而改变方向,从而使飞行器沿螺旋状弹道再入,最终造成落点误差,文中将转子动力学理论用于旋转飞行器的再入运动分析,通过对进动角与升力的耦合计算,得出了飞行器的平均落点误差,并以算例进行了验证,最后,给出了若干重要结论。 相似文献
11.
12.
13.
一种有撞击角和视场角约束的运动目标的偏置比例导引算法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以一定角度攻击运动目标问题,提出一种采用偏置比例导引的间接撞击角度控制方法。定义满足攻击角度约束的碰撞三角形概念,在这基础上给出了具有偏置比例导引形式的制导律。根据碰撞三角形要求的偏置项积分值设计两阶段和一阶段这两种计算偏置项的方法,其中两阶段方法不需要计算剩余时间,而一阶段方法能够攻击机动目标。考虑视场角和过载等约束条件限制,对偏置项进行三阶段改进,使导弹在满足这些约束条件的同时满足撞击角要求的偏置项积分值。为了适应机动目标的情况,考虑当前时刻导弹和目标运动信息,在线地偏置项进行实时更新。最后对运动目标和机动目标两种情况进行了仿真实验,验证了本文方法的有效性。 相似文献
14.
首先建立了高超声速导弹再入段弹道模型,并将攻角作为控制变量。在满足过载及动压约束条件下,利用惩罚函数将其转化为无约束的弹道优化问题,并采用双切点遗传算法进行优化计算。文中采用两种方法:一种是直接优化攻角,另一种是给定攻角变化规律为二次曲线,优化二次多项式系数。算例表明,两种方法均取得了较好的优化结果,即满足约束条件下得到终端最大速度。但在合理性以及实现性方面,第二种方法优于第一种方法。 相似文献
15.
导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。 相似文献
16.
为解决导弹末制导阶段同时考虑落角和落速约束时带来的过载需求大、落速散布广的问题,提出一种基于虚拟期望落角的末制导律。首先,提出虚拟期望落角的概念,设计过渡函数降低末制导初期过载需求;然后,分析过渡函数各参数对落角、落速影响,设计预测-校正算法计算期望参数;为了提高预测效率与精度,使用深度神经网络离线训练弹道数据集。实际飞行中,基于扩展卡尔曼滤波在线辨识气动参数摄动,提高算法的适应性。蒙特卡洛仿真结果表明,所提出的算法能够降低末制导初期过载需求。在满足落角约束与位置精度的前提下,落速控制精度在±15 m/s以内。 相似文献
17.
针对机动目标拦截过程中加速度信息难以获取的实际问题,设计了一种基于RBF神经网络的自适应滑模拦截制导律,有效提高了导弹制导系统的鲁棒性能。首先,结合空间几何知识,构建了弹-目三维空间相对运动模型;然后,利用RBF神经网络对拦截目标的未知加速度进行了有效估计,消除了制导设计对目标加速度信息的依赖性;在此基础上,结合零化视线角速率的制导理念,分别在导弹俯仰平面和偏航平面设计了对应的自适应滑模制导律,同时采用连续高增益法削弱了系统的抖振现象,并给出更符合导弹制导实现的法向过载指令,利用Lyapunov定理证明了所提方法的收敛性;最后,通过仿真验证,在三种不同的拦截场景下进行了仿真对比,仿真结果表明所提滑模拦截制导律对目标机动有较高的自适应性和鲁棒性。 相似文献
18.
针对比例导引法在弹道导弹再入段误差修正时可能引起的导弹攻角和侧滑角变化剧烈的问题,提出了一种基于分步过渡的再入段组合导引法,并采用了一种考虑弹道倾角增量和弹道偏角增量变化范围的过渡段计算方法。仿真结果表明,改进的组合导引法减小了侧滑角和横向过载的变化范围,并减弱了两种导引法交班段的攻角、侧滑角和过载突变问题,在保证导弹末段飞行稳定控制的同时减小了再入段误差对导弹射击精度的影响。 相似文献