人类何时才能突破高超声速屏障

高超声速飞行在广义上可泛指在大气层中马赫数大于5的飞行。在这个意义上,飞船、航天飞机(包括美国的X-37B)、导弹的再入段,都有一段是高超声速飞行,包括它们的上升段,也有一段是高超声速飞行,但它们都没有进行高超声速巡航,遇到的问题相对简单。在本文中我们着重讨论用吸气式发动机在大气层中进行高超声速巡航的飞行器,以及用火箭助推到高空然后滑翔     

基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法

针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定.      

船身式水上飞机中高速静水滑行阻力估算

根据水上飞机起飞滑行阶段特殊的多介质环境,参考滑行艇水面滑行阶段的阻力特性分析方法,提出一种考虑气动布局影响的估算船身式水上飞机中高速静水滑行阻力的半理论半经验公式;用此公式计算得到某船身式水上飞机中高速滑行阶段的水动阻力及俯仰角随体积弗劳德数变化曲线,并分析水动阻力及俯仰角变化的原因;根据得到的水动阻力及俯仰角,计算某船身式水上飞机起飞滑跑距离,计算结果与试验结果一致,间接验证了所提出阻力计算公式的有效性,同时也为计算船身式水上飞机起飞滑跑距离提供一种思路.      

新梦想 新探索

<正>不经意间,2014年悄然谢幕,2015年闪亮登场。2014岁末,国内外航天分别有件大事值得回味,一是中国长征系列运载火箭(以下简称"长征火箭")发射达到200次,二是美国新一代飞船"猎户座"发射试验成功。北京时间12月7日11时26分,中国自主研制的长征四号乙运载火箭在太原卫星发射中心将中巴地球资源卫星04星准确送入预定轨道。这是长征火箭的第200次发射。第200次发射本身不过是一次普通的发射,但长征火箭累积达到200次背后传递的信息则耐人寻味。首     

航天器与空间碎片的混合编队重构控制与应用

针对空间碎片清理问题,提出了一种利用航天器与空间碎片混合编队队形重构控制技术捕获碎片的方法。首先,分析了地/月—日系L2拉格朗日平动点附近的限制性三体环境,并建立了编队卫星相对运动动力学模型;其次,提出了以太阳光压力作为航天器与空间碎片编队队形重构的控制力,实现各从星接近空间碎片的目的;最后,设计了基于线性二次型的最优控制器,并在Matlab/Simulink环境下进行仿真实验。仿真结果表明该方法可控制从星到达期望的位置(空间碎片的位置),且太阳帆板的姿态变化在可控范围内,进而证明了该方案可以应用于复杂空间环境下的碎片清理任务。     

基于BP神经网络的飞行绩效评价模型

为实现飞行绩效的客观评价,利用眼动数据,建立了拓扑结构为6-14-3型的BP(Back Propagation)神经网络模型.已有的实验数据和随机插值法得到的数据作为建模的数据来源,数据分为训练集和测试集并归一化.基于Matlab的神经网络工具箱,利用经验公式和实验比较法确定了BP网络模型的隐含层节点数;对BP算法的各种改进算法进行了优化选择;将训练集数据和测试集数据先后输入网络模型进行学习训练和仿真测试;对3个技术水平的飞行员的飞行绩效进行了预测和评价.研究表明,眼动数据的BP神经网络模型可以较为准确地评价飞行绩效,评价方法可以为飞行训练提供参考.     

火星探测直接转移轨道精确求解研究

针对火星探测直接转移轨道精确求解问题, 提出了一种快速微分修正算法. 基于二体模型建立控制参数和目标参数偏差关系的数学模型, 并由此求解系统的偏导数矩阵; 采用B平面参数作为中间变量, 对算法进行两层迭代设计, 有效地减少了求解过程中的积分运算次数. 以2018年火星探测机会为例对算法进行了验证, 仿真结果表明, 利用圆锥曲线拼接法得到的轨道初值, 求解一条标准轨道只需6~9次积分迭代. 通过STK对计算结果进行了对比和验证.      

航天器相对导航与控制技术的典型任务

在空间交会对接、在轨服务、近距离目标监视以及航天器编队飞行任务中,通常需要通过相对导航与控制技术对相互邻近的航天器进行控制.回顾了该领域典型的空间任务,特别关注任务、相对导航与控制方法、相对测量设备、推进系统等主要特征,并总结了该项技术的发展趋势.     

基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法

分别针对顺轨与逆轨拦截飞行轨迹的特点,设计了相应的剩余飞行时间（TGO）估计方法。该方法通过对弹目碰撞点的预测,降低了发射条件差异对TGO估计精度的影响。首先对线性比例导引运动方程进行变形,得到拦截弹飞行轨迹关于弹目距离的一阶微分方程,基于预测碰撞点,对不同初始发射角造成的积分结果误差进行修正,得出了2种拦截模式下的TGO解析表达式。通过与3种现有估计方法对比分析,验证了提出方法的实时性和估计精度,且能够优化制导性能。