再入弹头小不对称俯仰气动特性测量技术研究

再入弹头小不对称俯仰力矩的精确测量一直是风洞试验领域的一个难题。设计了轴承铰接式自由振动系统,以同时测量模型的动稳定性导数和静力矩系数。滚动轴承提供系统在俯仰通道的自由度,同时在弹性梁断裂时保护模型不受破坏;可拆卸弹性梁可根据试验要求更改结构尺寸,调整系统振动频率及应变片输出信号的质量。利用本系统在Φ500mm 高超声速风洞进行了模型风洞试验,试验结果重复性及试验稳定性好,静态力矩系数测量结果达到10-6量级,证明了系统的精确性与可靠性。     

月球探测再入返回试验后续飞行方案研究

对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,针对后续飞行方案中的轨道设计与控制需求,研究了平动点轨道直接转移入轨方法和不同系统的平动点轨道转移方法。相对于目前常见的基于不变流形的平动点转移轨道设计方法,文章方法无需进行大量的流形计算,因而计算步骤简单,计算量大大降低,尤其便于实际飞行任务应用。最后,设计了后续飞行方案的飞行轨道和相应的控制方案,同时分析了控制操作的地面测控条件。研究结果表明,基于月球探测再入返回飞行试验任务的剩余推进剂,完全可以在日地月空间开展多项具有创新性和重要应用价值的飞行试验验证,为我国后续"夸父"和月球探测等深空探测任务积累宝贵的测控技术和经验,同时为后续深空探测的"多目标多任务"设计思路提供有益借鉴。     

再入飞行器攻击空中活动目标的制导律研究

针对再入飞行器攻击空中活动目标的特殊问题,分析了再入飞行器和空中活动目标的运动特性,建立再入飞行器和空中活动目标的运动模型,在此基础上引入目标运动信息对制导律进行修正,提出修正比例导引,从而减小由于目标运动对制导精度的影响。数学仿真结果表明,采用修正比例导引可有效降低再入飞行器需用过载,提高命中精度,减小终端速度倾角散布。该方法参数适应性强,易于工程实现。     

未来的火星飞机——美国新型火星大气层进入探测器概念研究

在美国航空航天局（NASA）先进概念研究机构（NIAC）的支持下,有关专家正开展一项新型火星大气层进入探测器的概念研究。这种探测器类似于飞机,被命名为＂代达利翁＂（Daedalon）,以古希腊传统神化人物名字命名。它是一种可改变飞行翼的无人驾驶飞机,造价仅需2.24亿美元,可以满足2020-2040年发射窗口任务。     

再入飞行器脉动压力环境特性分析

文章通过数值求解球头单锥飞行器绕流流场结构,利用均方根脉动压力系数、功率谱密度和窄带空间相关系数3个统计参数分析飞行器湍流附面层脉动压力环境特性,为飞行器结构改进设计提供依据,并为飞行器环境条件加载位置、加载密度等参数的确定提供参考。研究结果表明,脉动压力强度沿流向逐渐减小,压力脉动能量主要集中在比湍流附面层脉动特征频率小的频域内;脉动压力空间相关性沿流向逐渐增强,其衰减能力随间隔距离的减小而增加,符合脉动压力的传播和衰减特征。     

升力式再入的三维再入走廊与再入界面窗口

针对升力式再入飞行任务设计对地理信息的需求,提出了以“来路走廊”和“去路走廊”为代表的“三维再入走廊”概念,重新定义了“再入界面窗口”概念。其中,“再入界面窗口”解决了“已知着陆点,估计初始再入点的可行地理区间”问题;“三维再入走廊”则系统、直观地揭示了升力式再入飞行器对“临近空间”多重大气层的覆盖能力及其整体变化趋势。求解算法使用高精度积分律的直接配置非线性规划法,配合无奇异的数学模型,可满足全球到达任务的设计需求。基于美国X-33和Advanced Guidance and Control (AGC)项目的测试任务数据,一系列算例检验了“三维再入走廊”与“再入界面窗口”概念的合理性。“三维再入走廊”有助于工程总体设计、军事指挥和商业空天交通指挥人员对类型化的升力式再入任务进行设计和分析;有助于高层决策人士对升力式再入的机动能力进行系统理解和直观把握。     

高超声速钝头双锥体高温流场辐射研究

研究再入高温绕流及尾流流场的辐射特性对高超声速飞行器突防和识别技术的发展具有重要意义。本文基于Navier-Stokes方程和辐射传输方程,建立了沿任意视角方向的再入体全目标区流场(包括绕流及尾迹流场)辐射特性计算方法,计算分析了在0.4~12.0μm光谱范围内钝头双锥体高温化学反应流场辐射在不同视角(0°~180°)方向以及不同再入高度(40~60km)下的变化特征。     

反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法

针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（H-R）剖面与高度-速度（H-V）剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。     

变质心再入弹头螺旋机动突防弹道设计

为提高高超声速变质心再入弹头的突防能力,设计了一种基于主动螺旋机动的突防弹道。在建立变质心弹头动力学模型和弹目运动学模型的基础上,引入新的控制变量,通过控制质量块的偏移位置,将速度矢量和弹目连线的夹角控制在固定值并且使速度矢量绕弹目连线以一定转速旋转来实现螺旋机动。在实现螺旋机动的基础上,推导了弹体处于螺旋机动状态下的螺旋机动半径和稳态脱靶量均方根的解析解。六自由度弹道仿真表明,所设计的突防方案使再入弹头能够进行有效的螺旋机动,通过合理控制机动幅度大小,可以在实现螺旋机动突防的同时保证较高的命中精度。     

高超声速升力体飞行器等离子体鞘数值模拟

为探究高超声速再入过程中通信“黑障”的影响因素,基于一种化学反应平衡气体组分模型,采用有限体积法求解三维全N-S方程,数值方法采用AUSMPW+格式和LU-SGS隐式求解方法,模拟典型球锥体的高超声速流场,得到的电子数密度分布同RAM-C II飞行试验数据吻合良好。并针对一种升力体外形飞行器进行计算,选取高度范围35~55〖KG*9〗km、马赫数12~25、攻角10°~30°共14个飞行状态,得到了不同状态下的飞行器周围的电子数密度分布情况,对比分析发现电子数密度值与飞行高度、马赫数以及攻角的大小关系密切。