飞行器再入机动制导的一种新方法

基于飞行力学的原理，建立了飞行器攻击地面目标的运动方程，进而运用计算结构力学与最优控制的相似性原理，将求解Ｒｉｃｃａｔｉ方程的一种新方法引入飞行器再入机动制导问题中。由于采用的是结构静力学中的子结构消元法，从而避免了本征值问题的求解。该方法大幅度地提高了计算速度，同时具有很好的数值稳定性，计算结果表明该方法的有效性。     

双弹头牵连体再入动稳定性分析

双弹头牵连体再入过程的动稳定性分析是有关工程设计中的重要环节。依据六自由度弹道方程 ,建立了双弹头牵连体再入的动力学模型 ,利用弹道与气动力的耦合 ,初步分析了双弹头牵连体再入的动稳定特性。计算结果表明 ,绳索牵连减弱了弹头再入的动稳定性 ,由动稳定弹头组成的双弹头牵连体在某些条件下可能出现打转、横飞等动不稳定现象。     

载人飞船返回舱六自由度再入弹道仿真研究

为了综合研究和分析载人飞船返回舱制导导航控制（ＧＮＣ）系统的性能,验证系统设计的正确性、合理性和可行性,提出了返回舱六自由度再入弹道仿真研究问题。根据返回舱ＧＮＣ系统的任务,建立了适用于包括风在内的各种干扰作用下六自由度再入弹道仿真数学模型,为半实物仿真奠定了基础。提出了基于标准轨道的再入制导律,严格推导了再入段总升力方向控制中滚动通道姿态控制信号的形成,并给出了工程应用中简化的方法,开发了综合仿     

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。     

有升力时的再入弹道解析解

建立了导弹再入段运动方程的简化式,利用空气阻力、升力及飞行迎角的拟合式,对简化的运动方程进行了近似计算,推导出了飞行速度、迎角、弹道倾角及射程关于飞行高度的表达式。仿真结果表明,该计算方法是可行的。     

高超声速再入体烧蚀流场计算分析

从化学非平衡NS方程或其简化形式(粘性激波层方程、PNS方程)出发,求解高超声速再入体的绕流和底部尾流流场。首先讨论了碳基材料烧蚀壁面条件的确定方法,计算了包含和不包含碳-碳烧蚀产物的再入体半球的化学反应绕流流场,并和文献结果进行了对比。在此基础上,计算了两个高度条件下,包含和不包含碳-酚醛烧蚀产物的再入小钝锥的绕流和尾流流场,分析了烧蚀产物对流场电子数密度、温度等流动参数的影响。     

机动再入体的带落角约束扩展比例导引律设计

传统的各种制导律都是以获得最小脱靶量为最终目标,没有考虑到导弹击中目标时刻的末端落角。为了保证非自旋再入体完成精确打击目标的任务,针对非自旋再入体垂直打击目标的制导问题,设计了一种带落角约束的扩展比例导引律。仿真研究表明,所设计的末制导律能够保证非自旋再入体命中目标时的脱靶量和末端落角都能满足要求,可以为开展近空间非自旋再入体制导问题的研究提供测试平台。     

可变弯尾飞行器飞行特性研究

本文研究了可变弯尾飞行器的机动飞行问题。可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点，是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。本文通过气动力工程计算与飞行器六自由度弹道的耦合计算，研究了此类飞行器在再入过程中的机动控制和飞行稳定性。     

飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了“5 l”方案，即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量，模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性，还进行了一系列验证性试验，如对比性试验和缝隙影响试验，试验研究结果表明：采用该方案是可行的，成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。     

高速再入飞行器的制导与控制系统设计

 针对高速再入飞行器模型的快时变,强耦合,严重非线性的特点,采用反馈线性化方法,设计了自动驾驶仪;同时采用最优制导律设计与理想速度曲线相结合的方法,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后,进行了六自由度仿真,结果表明 :设计的制导律及控制方案是合理、有效的,易于实现。