防热层表面突起物及内部结构的温度场分析

阐述了高超声速和超声速流动条件下, 返回式航天器防热层表面的突起物所引起局部过热问题; 分析了突起物对其周围防热层表面的局部热环境的影响及其本身表面所处的热环境。以ＡＲＩＥＳ前后处理软件和ＮＡＳＴＲＡＮ 分析程序为工具, 分别计算了在试验热环境条件下及轨道热环境条件下突起物上的温度分布, 并与试验结果进行对比, 计算结果与试验结果吻合得相当好, 从而证明了对防热层表面突起物所引起的局部过热问题所采用的分析方法和途径的合理性与先进性。同时也证明了对突起物周围及其本身的热流密度的工程简化是合理的。     

飞船返回舱再入飞行迎角和侧滑角估计

迎角和侧滑角是飞船返回舱再入飞行试验气动分析工作所需的重要参数.本文发展了基于弹道重建的返回舱迎角和侧滑角估计方法.首先,利用舱上测量数据和有限的地面雷达测量数据,采用极大似然法进行弹道重建,再现黑障区的弹道,同时给出整个再入过程的弹道参数;然后,利用几何关系法计算迎角和侧滑角,并进行风修正.对某飞船返回舱的飞行试验数据进行了计算和分析,结果证实了弹道重建数学模型和算法的正确性以及迎角和侧滑角估计方法的有效性.     

载人飞船返回舱再入末段实时光电测量评估系统

针对载人飞船返回舱再入末段(高度20 km以下)缺乏有效测量评估方法的问题,研制了一套基于小型光电经纬仪的测量评估系统。硬件系统由光电指向器、驱动控制机箱、室内操控盒和显控计算机组成,研发了具有系统监控、图像处理、数据传输功能的管理平台软件,实现了在不同跟踪状态下的电路跟踪模型和复杂背景下的小目标智能识别融合算法。系统支持外引导、自跟踪2种模式跟踪返回舱再入末段至落地全过程。使用多站交汇算法获取返回舱降落轨道数据,实现返回舱落地后的快速落点测量,完成神舟十二至神舟十四号载人飞船返回段回收测量任务。结果表明：该系统为返回舱再入末段的轨道测量和状态评估提供了可靠手段,首次实现了返回舱再入末段高清图像的实时拍摄传输,为飞船指挥控制部门提供了科学、直观、准确的评估依据。     

再入弹头大攻角俯仰运动的非线性状态反馈控制

为提高大攻角飞行时具有非线性特性的姿态系统的控制精度,在弹头俯仰运动的非线性数学模型基础上,以弹头攻角为被控制信号,尾翼偏角指令为输入信号,设计了一种全状态反馈非线性姿态控制律,并进行了仿真试验。结果表明,所设计的控制律的稳态精度高、动态响应快。     

高超声速无动力远程滑翔飞行器多约束条件下的轨迹快速生成

研究了一种考虑各种弹道约束的远程滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。将再入轨迹分为初始下降段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段。考虑地球旋转影响对一般的拟平衡滑翔条件加以改进,利用该条件将各种约束条件转换为控制变量约束,推导速度与航程的近似关系,从而将纵向多约束参考轨迹设计问题转化为一维空间的单参数搜索问题。基于LOR方法对纵向参考轨迹跟踪的同时,采用航向角误差走廊控制完成三自由度再入轨迹规划。仿真计算表明,本文的轨迹快速生成方法能在在一般高性能微机上耗时2～3秒生成一条航程10000km左右的满足多种约束的再入轨迹,具有应用于在线制导问题的潜力。     

一种LSTM模型预测BC值的空间碎片无控再入预报方法

提出一种利用长短周期记忆(LSTM)神经网络模型动态预测无控再入过程中弹道系数(BC)值实现空间碎片高精度再入时刻预报。通过利用空间碎片两行根数(TLE)、简化通用摄动模型(SGP4)与公开的物体陨落时间作为实测数据样本,利用迭代修正BC值方法构建预测模型的训练集,由此构造用于预测BC值的LSTM模型预测BC,再采用高精度轨道外推动力学模型配合预测BC值预报再入时刻,结果表明基于LSTM模型预测BC的空间碎片再入时刻预报方法是可行的,在95%的置信度内,90天以上的再入时刻预报精度小于10%,30天预报精度小于8%。     

降低电磁波在再入等离子体中衰减的仿真分析

对电磁波在再入等离子体中的衰减特性进行了分析。在不减少辐射口面处等离子体电 子总数的条件下,提出一种极化方向电子密度周期变化分布降低电磁波衰减的方法。对于电 子密度均匀分布与再入过程中实际分布的等离子体模型,采用发射与接收天线,对电磁波在 等离子体中的传播特性进行仿真。得到了电子密度均匀分布与周期变化时的电场分布图,分 别计算了电子密度均匀分布与实际分布时的电磁波衰减,对原分布与周期变化分布时产生的 电磁波衰减进行比较。仿真结果表明,极化方向电子密度的周期变化,可有效改善电磁波的 传播特性,使电磁波衰减降低。
     

登月飞船两次再入时的基准轨道设计

对登月飞船在指定轨道终点及多约束条件下两次再入轨道的优化设计进行了研究。根据多次再入法原理,基于设定的基本参数,给出了轨道设计的流程,仿真计算了二次再入点、弹出点、第一次再入点的参数,以及整体轨道。结果表明该方法可行,可为飞船高速度、多目标约束及高精度落点要求的再入轨道初步设计提供参考。     

气动热作用下的充气式减速器性能研究

为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。结果表明,气动热对结构的影响远大于气动力,在高超声速再入时应重点考虑。之后研究了气动热载荷下充气式减速器防热层各功能层温度分布,结果表明,绝热层隔热效果最为显著,绝热层导热系数增大一倍,内部最高温度升高21.7%,热变形最大值升高10.7%。上述成果为充气式减速器的设计提供了一定的理论依据。     

基于UKF的再入弹道高精度估计方法研究

飞行器在再入段的弹道可用较为精确的动力学模型描述,在地心直角坐标系下建立飞行器再入段的动力学模型,利用UKF对弹道式再入目标的弹道进行估计,并与三站几何解析法的解算结果进行对比,仿真结果表明,基于动力学模型的UKF可以有效地提高再入目标弹道的估计精度.