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临近空间高超声速飞行器周围的等离子体鞘套对无线电波的衰减会导致地面与飞行器的通信中断,严重影响对飞行器的捕获与跟踪。在分析飞行器表面等离子体鞘套构成以及造成射频信号衰减因素的基础上,对处于不同高度和采用不同频率通信的高超声速飞行器射频信号衰减和相移特性进行仿真,结果表明,当通信频率提高到Ka频段时,等离子体鞘套对信号的衰减明显减小,但是频率的提高并不能改善等离子体鞘套对信号相移的影响。建议在工程设计时进一步研究相移对跟踪接收的影响。 相似文献
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高超声速目标在再入大气层过程中会产生覆盖在目标表面的等离子体鞘套,其对电磁波具有复杂的调制作用,并显著影响高超声速目标的散射特性。本文分析了等离子体鞘套包覆高超声速目标的双站极化散射特性。基于数值模拟的典型高度和速度下等离子鞘套参数,采用电流密度卷积法模拟了线极化平面电磁波与高超声速飞行器之间的相互作用过程。采用远场外推方法得到在俯仰角-90°~90°之间的双站极化散射分量(共极化和交叉极化)。通过对典型雷达工作频点下不同飞行和入射波条件下极化散射方向分布特性的分析,得到了飞行高度、入射角和极化模式对等离子鞘套包覆钝锥双站极化RCS的影响。 相似文献
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高超声速半球绕流流场电磁散射特性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
分析再入流场对飞行器再入通信及空间散射特性的影响,研究电磁波与再入等离子体作用机理.采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分方法计算导电金属半球高超声速绕流流场电磁散射特性,分析半球等离子体包覆绕流流场雷达散射截面(RCS)随入射电磁波频率、双站角、飞行马赫数和高度变化特性.计算表明,前向是全方位散射中RCS取得最大值的方向.马赫数Ma≤10时,马赫数及高度变化对半球高超声速绕流流场L,S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在L,S波段,绕流流场及半球本体的后向和前向RCS差距较小.马赫数Ma=14,16时,过密等离子体鞘套的形成增大了本体投影面积,在L,S波段,绕流流场前向RCS比本体前向RCS大;绕流流场存在对半球本体双站散射特性影响很大. 相似文献
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本文研究了地球轨道再入飞行器气动外形优化设计问题。文中选用飞行器再入总加热量为目标函数,考虑再入飞行器纵向气动稳定性能的设计要求,在给定再入重量和约定长细比的条件下,用内点罚函数方法求解满足规定纵向气动稳定性能要求的最小再入加热气动外形。计算结果表明,平头双锥体是一种很有吸引力的地球轨道再入飞行器气动外形,它既可以最大限度地降低再入总加热量和减轻再入防热层重量,又可以有效地提高纵向气动稳定性能。 相似文献
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本文给出了非对称外形再入飞行器的压力中心系数的一种新的定义方法。用它计算出的无侧滑的非对称外形再入飞行器的压力中心系数,随攻角的变化是连续的,即不再出现∞型间断。对于对称外形再入飞行器的原来的压力中心系数的定义方法,只是新定义对于对称外形再入飞行器应用的特例。 相似文献
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为了研究再入大气层时,飞行器所遭受的烧蚀情况和其外壳材料的热防护作用,围绕地面模拟再入环境的小型等离子体风洞系统,从等离子体发生器的功率计算和阴极、阳极结构参数入手,设计了用于驻点烧蚀试验的5kW级别小功率等离子体发生器。采用局域热力学平衡的方法,选择工作电流分别为90A,100A,110A和120A,对等离子体发生器性能的影响进行了研究。利用实验室真空系统与电源设备,开展初步点火试验,验证了等离子体发生器的基本性能。结果表明:与仿真计算结果相比,设计状态工质下的放电电压误差为8%,点火试验测得的放电电压误差为6.25%,参数对比验证了等离子体发生器仿真模型计算可靠,设计的等离子体发生器符合预期,工作正常。 相似文献
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高超声速飞行器再入容错制导技术综述 总被引:1,自引:0,他引:1
《飞行力学》2015,(5)
对高超声速飞行器研制过程中最为关键的技术之一——再入容错制导技术进行了综述。回顾了高超声速飞行器容错制导研究概况;针对高超声速飞行器产生执行器、传感器、结构等故障引起气动参数在内的系统各项参数发生变化,已有的再入制导轨迹已经不能满足制导要求的问题,进行再入容错制导方法研究,找到故障情况下最优再入轨迹;介绍了几种再入容错制导方法,并对未来技术的发展进行了展望。 相似文献
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考虑绕月飞行器在月球表面降落的情形和飞行器再入地球大气层的情形,构造两种情形下飞行器再入轨道优化设计的数学模型。并通过数值仿真来分析、验证模型的有效性。 相似文献
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航天器的再入走廊及其计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
首先定义了航天器的再入走廊,根据提出的一种新的Loh模型与再入走廊的定义,详细地推导出了再入走廊各边界的计算公式,并证明了两种侧向走廊的数学描述是等价的。计算了以美国航天飞机为模型的再入走廊。最后还对影响再入走廊宽度的因素(如再入初始参数、飞行器升阻比、飞行器表面的耐热材料,所能忍耐的动力学环境等)作了分析。 相似文献
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针对高超声速滑翔飞行器再入段时间协同制导问题,提出一种基于高度-速度剖面的预测校正协同制导律。首先在高度-速度剖面内设计了参考轨迹,利用两个轨迹参数在线预测剩余飞行航程和时间;通过数值算法校正两个轨迹参数以满足航程和时间约束并求取实际控制量,结合侧向航向角走廊实现了单飞行器的时间约束再入制导。在此基础上分析了飞行器的时间可调范围,针对多飞行器协同再入任务设计了协同飞行时间和协同策略,实现了时间协同再入飞行。该策略考虑到再入过程中的通讯困难,避免了弹间通讯,且充分利用了飞行器纵向动力学,时间可控范围较大,更加适用于实际的再入过程。仿真结果说明了时间约束再入制导律对时间的可控性和协同策略的有效性。 相似文献
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为了满足再入飞行器的不断发展需求,准确测量再入过程中烧蚀作用所产生的小量级滚转力矩,本文在近年来小口径高超声速风洞中再入飞行器小滚转力矩测量技术研究工作基础上,创新改进以气浮轴承为核心建立的低阻尼自由滚转测量试验技术,利用传统试验数据处理方法结合飞行动力学仿真等多种设计和数据分析手段,最终实现大口径高超声速风洞高马赫数、大迎角条件下多个状态点的再入飞行器试验模型滚转气动力矩精细化测量。风洞试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,试验数据完善、合理,能够为再入飞行器的相关设计工作提供重要依据。 相似文献
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针对飞行器再入姿态控制系统受到较大干扰力矩时,采用目前工程上常用的 “前馈+PID”控制方法难以获得理想控制精度的问题,提出了采用自抗扰控制技术进行再入姿态控制的方法。首先利用扩张状态观测器对前馈项没有完全补偿的剩余飞行器角加速度进行估计并加以补偿,使得作用在飞行器上的力矩接近于平衡状态,并采用PD控制器进行误差反馈控制,给出了飞行器再入姿态自抗扰控制律,并在频率域分析的基础上给出了控制参数设计原则。仿真结果表明采用本方法能够有效地克服干扰力矩,从而明显地提高再入飞行器姿态动态跟踪精度。 相似文献
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具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律 总被引:4,自引:1,他引:4
针对再入飞行器带碰撞角约束的导引问题,设计了一种新型三维(3D)制导律。改进并扩展了圆轨迹导引算法,定义了2个圆轨迹跟踪误差变量。通过对导引任务的分析,提出闭环修正导引方法。在此基础上,对再入飞行器制导过程的动力学方程进行解析推导,设计出能适应再入飞行器速度大小变化的三维闭环圆轨迹制导律(3CCGL)。数学仿真结果表明:此制导律能导引再入飞行器沿终端约束方向精确命中目标;同已有算法相比,该制导算法优势明显,其导引的飞行路径短,终端碰撞速度大,并能实现大角度转向攻击,大幅提高再入飞行器的末段机动能力。 相似文献