温度对Whipple防护屏弹道极限参数影响的试验研究

在中国空气动力研究与发展中心超高速所的超高速碰撞靶上进行了-110°、20°和150°温度条件下铝质Whipple防护屏在4.0～6.0km/s范围内的超高速撞击试验。试验获得了该Whipple防护屏在三种温度条件下的弹道极限参数及其变化规律,结果表明：在本文试验状态下,温度对Whipple防护屏弹道极限参数的影响不显著;试验得到的弹道极限参数均大于Christiansen方程的预测值。     

一种鲁棒的弹道目标RCS周期估计方法

由于运动方式、姿态控制等方面的差异,弹道中段目标(弹头、诱饵)存在不同的RCS周期特性,这是目标识别的重要特征.分析了弹头目标的RCS周期特性,指出了传统频域分析方法的不足,提出了一种新的RCS周期估计方法:通过利用循环平均幅度差函数,有效克服了传统频域方法的不足,且算法具有优良的抗噪性能.实验结果表明该方法能明显改善RCS周期估计的精确性和稳定性.     

一种瞬时圆周加速度制导律设计

为了保证导弹攻击目标的精确性,根据平面弹道的几何特性,设计了一种输出指令为过载的瞬时圆周制导律.描述了瞬时圆周加速度制导律原理,详细推导了制导方程.利用导弹质心和目标质心的位置及速度信息,得出导弹攻击目标的过载制导指令,并进行了弹道仿真.仿真结果表明,所设计的瞬时圆周加速度制导律不仅能够保证导弹准确命中目标,而且弹道平...     

用自助法估计外弹道测量数据随机误差分布特性

针对外弹道测量数据的有限性使随机误差的分布估计不够准确的问题,提出了基于Bootstrap（自助）方法的外弹道测量数据随机误差分布特性估计。首先对测量数据采用样条分频技术得到随机误差的初步估计,然后采用三次多项式拟合修正样本经验分布函数,替换传统Bootstrap方法中经验分布函数,得到随机误差的Bootstrap样本,计算Bootstrap样本的统计量,从而得到精度较高的外弹道测量数据随机误差模型。从仿真数据验证结果来看,解决了传统Bootstrap方法仿真随机样本相对比较集中的问题。     

弹道中段微动目标宽带回波模拟

弹道中段微动目标的回波中蕴含了目标的电磁特性和运动特性,为雷达目标识别提供了重要依据。本文研究了中段微动目标的宽带雷达回波模拟问题,提出了一种基于散射中心模型的回波模拟方法。通过对弹道中段目标的运动特性进行建模,分析了目标微动时各散射中心的位置变化规律,针对旋转对称体目标的外形特征,将目标的进动等效为二维平面内的转动,并基于物理光学法提出了一种计算散射中心遮挡效应的方法,解决了目标运动过程中姿态变化带来的遮挡问题。仿真实验与暗室测量数据的对比结果表明,所提方法可以有效模拟目标微动时各姿态的回波数据,为中段目标特征提取、目标识别提供了技术基础。     

基于弹道制导一体化的巡航飞行器末制导方案研究

以巡航飞行器为对象,重点研究高精度末制导方案。考虑到超声速飞行器制导设计与弹道设计及单机指标确定之间的紧密耦合关系,进行弹道制导一体化设计,提出弹道设计的关键点要求及导引头开机方案和要求,并通过控制系统六自由度仿真试验验证方案设计的有效性,为后续工程研制奠定了理论基础。     

弹道导弹总体参数两阶段快速优化方法

为实现弹道导弹总体参数快速优化,根据弹道导弹被动段弹道与椭圆弹道之间偏差为小量的特点,建立了一种基于椭圆弹道和精确弹道的两阶段优化模型,有效平衡了计算复杂度与优化精度的矛盾。在弹道导弹总体参数建模基础上,将该问题抽象为最大射程约束下最小起飞质量的参数快速优化问题。为加快模型优化进程,第一阶段优化以椭圆弹道代替精确积分弹道,采用粒子群算法进行全局搜索求得准最优解;第二阶段以第一阶段求得的准最优解作为初始解,在此基础上进行接力局部寻优并对椭圆弹道进行误差修正。仿真结果表明,该方法在保证优化效果的基础上,显著提高了优化效率,具有一定的工程应用价值。     

高超声速飞行器平稳滑翔弹道设计方法

针对已知攻角和倾侧角的高超声速飞行器平衡滑翔再入问题,提出了满足纵向加速度变化率最小的平稳滑翔弹道概念,并给出了平稳滑翔弹道设计方法.首先采用正则摄动的方法对高度动态微分方程进行求解,获得了精度较高的平稳滑翔高度、弹道倾角和纵向加速度解析解.然后对平稳滑翔弹道的动态特性进行了分析,结果表明该弹道具有自然稳定性和弱阻尼性.进一步给出了弹道振荡的自然频率和阻尼表达式,其中自然频率仅与速度相关,而阻尼则与速度和纵向升阻比相关.最后,通过比较高度偏差的比例反馈、微分反馈和比例+微分反馈3种方案,得出纯微分反馈是实现平稳滑翔的最佳方案,并给出了定阻尼微分反馈系数的表达式.仿真校验表明:该方案具有控制平滑、弹道振荡收敛速度快及鲁棒性好等特点.      

RLV末端能量管理段轨迹在线规划与制导

针对可重复使用飞行器（RLV）末端能量管理段利用数值优化算法在线规划轨迹的实时性无法保证,工程应用性差的问题,在末端能量管理段的航向调整段（HAC）轨迹前增加直线预测捕获段(PASL),并在该阶段提前完成末端区域能量管理(TAEM)段轨迹的在线规划,从而降低工程中对轨迹在线规划方法实时性的高要求。首先,通过求解零气动角下的质点运动方程解析解,得到直线预测捕获段结束点的飞行状态预测值作为TAEM段轨迹的初始点状态。然后,在线求解以航向调整段进入点飞行器航向角偏差最小为目标函数,以动压、过载和速度滚转角限制为约束的非线性规划问题,得到航向调整螺旋线中心的最优位置。最后,设计了以规划轨迹确定的标称气动角指令为前馈,以跟踪偏差的比例+微分律生成指令(PD)为反馈的TAEM段制导律。算例仿真校验了本文基于弹道预测的末端能量管理方法的有效性。     

吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.