高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计

 为提高大升阻比高超声速滑翔飞行器机动突防能力,提出了一种侧向摆动式机动弹道的设计方法。基于动态逆的思想,建立了侧向摆动式机动弹道的弹道形式和所需倾侧角间的关系模型;在平衡滑翔假设下,将包括动压、过载和热流在内的飞行约束转化为迎角约束,从而确定了迎角-速度飞行走廊;在此基础上,设计了平衡滑翔情况下满足侧向摆动式机动及飞行约束所需的迎角变化规律。根据所设计的迎角和倾侧角,即可实现平衡滑翔情况下预定机动模式的侧向机动。以HTV(Hypersonic Technology Vehicle)为例进行仿真分析,结果表明该方法能够快速设计出预定机动幅度和机动频率的侧向摆动式机动突防弹道。     

助推-滑翔式弹道中段的近似解

研究了助推-滑翔式弹道中段的近似解。首先根据不同假设条件,给出以下四种情况的近似解:(1)自由飞行段的解;(2)只考虑气动力常迎角飞行段的近似解;(3)考虑引力和气动力的合成解;(4)平衡滑翔解。再由上述近似解合成助推-滑翔弹道中段的分段近似解。通过与数值解的对比,验证了近似解的合理性。研究结果可为新型助推-滑翔式飞行器在方案论证阶段时的弹道特性分析以及射程、峰值热流和过载等特征参数的估算提供依据。     

一种临近空间高升阻比滑翔飞行器概念设计

以常规临近空间滑翔飞行器为背景,完成了一种新的临近空间高升阻比滑翔飞行器的气动布局概念设计.首先简要介绍了飞行器的布局形式和操纵舵面配置方式,初步确定了飞行器的基本总体参数;再利用气动力快速计算方法完成了飞行器气动力的计算;在此基础上,详细分析了其纵向和横侧向稳定性与操纵特性;最后,完成了飞行器3 000 km常规射程的滑翔弹道设计和仿真.仿真结果表明,所设计的临近空间高升阻比滑翔飞行器满足热流、动压等多种约束要求,具有一定的工程应用价值.     

环球滑翔飞行及其地表投影的近似计算方法

定义了通过滑翔实现环球飞行的概念,并提出了以椭圆轨道理论和分段常滑翔角方法相结合的飞行器环球滑翔飞行地表投影的近似算法。计算和分析表明,初始投送方向角是决定环球滑翔飞行地表投影的关键因素。最后给出的算例验证了该近似计算方法的有效性。     

西方滑翔史话拾零(下)

飞机问世后,人们对滑翔机和滑翔术的研究与发展工作并未中止不前。滑翔机已正式作为一种重于空气的。固定翼无动力的航空器继续得到发展。随着科学技术的发展,滑翔机的性能和人们的滑翔(翱翔)术也相应地获得改进和提高。早期的滑翔机须藉外力(橡筋弹射,地面机械设备牵引或飞机牵引)升空,滑翔时只能     

高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究

高超声速滑翔飞行器具有高机动和远程快速到达能力,是高超声速技术应用的前沿领域。快速准确地预测飞行器表面受热变化特征,对高超声速滑翔飞行器热防护系统设计十分重要。以基于锥导乘波构型的高超声速滑翔飞行器和跳跃飞行弹道为研究对象,对其表面不同特征区域的加热开展了快速预测方法研究;采用选用方法分析驻点辐射平衡温度随飞行弹道的变化规律;在弹道特征位置上针对飞行器前缘及上、下表面的加热情况进行分析,获得高超声速滑翔飞行器受热的整体特征,可为分区域选择热防护措施提供参考。     

高超声速滑翔-巡航飞行器方案弹道设计

以射程为指标,研究了最优滑翔方案、最大升阻比滑翔方案等方案弹道,给出了滑翔段方案的确定原则;设计了程序转弯下压及高精度定高控制圆弧拉升的下压弹道段方案;针对巡航段的作战需求,重点设计了高精度稳态巡航方案。三自由度弹道的仿真结果表明,各项性能指标均满足飞行任务的要求,从而验证了所设计的方案的合理性。     

风场中无动力滑翔弹可攻击区研究

基于无动力滑翔弹气动力特性与动力学模型、中/末制导律与控制系统的飞行仿真模型,以及风场模型等,在一定的释放条件下,通过不同风场(即不同风向与风速的组合),计算了大量的可攻击区。利用VC 与Matlab飞行仿真软件,较为直观地比较了无风与不同风场中的无动力滑翔弹可攻击区及相应的六自由度(6DOF)飞行轨迹。大量的数据表明风场改变了无动力滑翔弹的可攻击区的形状及大小。因此,风场是影响无动力滑翔弹命中率与可攻击区的重要因素。当计算无动力滑翔弹的可攻击区时,随机风场必须考虑,这在实战中很有参考价值和工程实用价值。     

高超声速滑翔乘波飞行器多物理效应研究

高超声速滑翔飞行器在高空、高马赫数飞行时所面临的多物理效应对其气动性能会产生较大的影响。本文利用锥导乘波体进行工程化设计,生成了一种高超声速远程滑翔乘波飞行器,采用计算流体动力学(CFD)方法数值模拟了该飞行器在高空、高马赫数飞行状态下的流动,分析了高空多物理效应(主要关注粘性干扰效应和真实气体效应)对飞行器气动性能的影响,并通过比较分析得到了不同气动力系数对不同物理效应的敏感程度,可以为高超声速滑翔飞行器的设计及气动性能评估提供参考。     

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

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。     

增程制导炮弹气动外形设计

依据增程制导炮弹气动外形设计中需考虑的主要问题,分析了火箭助推-滑翔增程制导炮弹的弹道特点,进行了增程制导炮弹的气动外形设计和雷达散射截面(RCS)计算;实验结果表明:在Ma＝2.5~3.5范围内,增程制导炮弹的零阻比原外形方案的零阻约减少了30％;纵向静稳定度从原方案的4.5％提高到了9％;舵偏角与平衡攻角匹配合理,有较高的滑翔增程能力;RCS计算结果表明,在迎面±30及±60范围内,增程制导炮弹都具有较小的雷达散射截面。     

滑翔飞行器弹道规划与制导方法综述综述

滑翔飞行器以其突出的机动突防能力、高精度打击以及全球快速可达等优势成为当下航空航天领域研究热点。作为控制飞行器可靠执行既定飞行任务的核心部分,弹道规划与制导方法是关注的焦点。概述当前滑翔飞行器弹道规划与制导方法,尤其是基于标准剖面和基于预测校正思想的弹道规划与制导方法的研究现状。进一步,分析当下滑翔飞行器弹道规划与制导方法的研究热点与难点,并结合人工智能,对滑翔飞行器弹道规划与制导方法未来可能的发展趋势进行了展望。     

滑翔式空中靶标总体设计与弹道仿真

空中靶标作为一种消耗性的无人飞行器,在防空反导武器系统试验训练中具有不可或缺的重要作用,须统筹考虑其逼真性和经济性。为此,提出了滑翔式空中靶标系统发展思路与工作原理,设计了滑翔式空靶总体方案,并利用Datcom和Matlab对其滑翔供靶弹道进行了仿真分析。仿真计算表明,弹道性能满足亚音速俯冲类目标模拟供靶要求,系统具有高性能、低成本、使用安全等显著特点。     

面-面火箭弹增程与突防研究

阐述了面-火箭弹增程及突防设计原理,建立了导弹弹道仿真模型.通过飞行数值仿真比较了常规火箭弹和滑翔增程导弹的弹道特性,验证了面一面火箭弹通过滑翔增程的可行性.重点研究了滑翔增程弹分导式多弹头突防的可行性及分弹头弹道特性,并分析了该突防方案的突防概率,对今后面-面战术导弹研究有着重要的意义.     

考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计

 为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。     

高升阻比RLV的约束预测校正再入制导

针对高升阻比可重复使用运载器,提出了一种基于能量的改进约束预测校正制导方法。在再入滑翔段,利用二次函数模型对倾侧角幅值剖面进行参数化设计,并利用改进的准平衡滑翔条件将再入过程的轨迹过程约束转换为倾侧角幅值约束;针对再入中后期准平衡滑翔飞行特性降低的情况,提出采用一种简单的倾侧角幅值反馈修正方法,进一步抑制轨迹的过载。仿真结果表明,在存在各种扰动的情况下,该制导方法能够导引飞行器精确地飞向目标位置,并满足过程约束条件,具有良好的制导精度和鲁棒性。     

高超声速飞行器纵向飞行稳定域与迟滞分析

针对滑翔式高超声速飞行器纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了特征点单参数分岔图、平衡分支的稳定性和突变点,得出在大迎角飞行时存在较为严重的失稳现象;最后分析了多吸引点和迟滞效应现象.研究结果表明,滑翔式高超声速飞行器在大迎角飞行时存在严重失稳、多吸引域和复杂迟滞运动.此结果在实现飞行器稳定飞行和控制器设计方面具有很好的参考价值.     

现代航空技术在创新飞翼艇上的应用

最近,俄罗斯别里耶夫设计局展示了一种千吨级起飞重量的别-2500两栖地效翼艇,澳大利亚的科学家开发出一种既能够在水面轻松地掠行,而且又能够脱离水面作超低空滑翔的双翼滑翔快艇,美国洛克希德·马丁公司公开了"鲨鱼"隐身高速武装快艇的设计方案,这些成果都得益于现代航空技术的应用     

双态救生伞系统

美国海军1976年～1989年飞机发生的应急弹射离机事故统计数据分析表明:如果乘员具有滑翔选择着陆地点的能力,将会减少一些不必要的伤亡。美国海军乘员通用弹射座椅(NACES)的预研产品改进(P~3I计划也要求乘员的救生伞具有滑翔操纵的能力,使乘员弹射离机后能操纵滑翔救生伞避开敌人的威胁,或避开飞机的火球区及其他障碍物。双态救生伞系统的研究开始于1992年,这项由美海军航空作战中心武器救生系统部参与的研     

高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。