变化风场下近空间飞行器机体/发动机一体化飞行力学建模与分析

近空间飞行器飞行包络大、环境变化复杂、参数变化激烈,对其开展飞行控制技术研究工作的首要问题是对此复杂系统基本物理规律准确把握和描述,并依此建立其机理运动模型。针对机体/发动机一体化设计的近空间飞行器,系统地进行了飞行力学分析,并推导了变化风场下近空间飞行器在高超声速条件下的完整的6-自由度12-状态的动力学方程和运动学方程,体现出变化风场的影响和推力矢量的作用。随后,对其在不同条件下的开环控制特性进行了仿真研究,直观表现了系统的快时变、强耦合、强非线性和不确定性等特点。所得结果可用于未来高超声速飞行器轨迹管理、飞行控制等问题的概念设计和仿真研究。     

基于在线轨迹规划的混合再入制导方法(英文)

针对在线轨迹规划与跟踪,提出了一种混合再入制导方法。该方法将基于航路点的分段轨迹规划与轨迹跟踪制导有效地结合起来。首先给出再入飞行器无量纲运动方程,建立制导坐标系(GCF),并推导了新坐标系下的经纬度表达式。并将再入飞行过程中各种飞行约束条件转换为控制变量约束。为了加快轨迹优化速度,设计了初始再入飞行轨迹和相关航路点,给出了基于航路点信息的分段轨迹在线规划方法。纵向飞行轨迹跟踪采用基于线性二次型调节器(LQR)的方法,横侧向制导采用横向误差走廊的方法进行控制。仿真结果显示,该方法在线轨迹规划平均计算时间小于0.2秒,且具有较高的制导精度。     

虚拟再入点摄动制导方案应用研究

弹道式飞行器飞行过程中许多不可预料的干扰对其制导系统的“鲁棒性”提出了很高的要求。本文在分析了传统的摄动制导方案(即δ制导方案)在实际飞行中的抗干扰能力差等缺点的基础上,根据弹道式飞行器在空间的运动特性提出了一种基于虚拟再入点状态参数控制泛函的新型摄动制导方案。通过系统的理论和方法对该新型摄动制导方案的合理性、有效性和优越性进行了科学、系统地研究分析,在建立的制导模型基础上进行了严格地科学仿真计算并对该制导方案的部分优越性进行了验证和揭示。     

吸气式高超声速飞行器气动热试验研究

为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。     

天地往返可重复使用运载器再入飞行GNC系统关键技术

天地往返可重复使用运载器(RLV)在未来天战中将扮演重要角色。目前各军事大国围绕RLV的关键技术开展了广泛深入的研究。再入飞行是RLV飞行任务的重要阶段,而制导、导航与控制(GNC)系统则是RLV的核心系统之一,是RLV再入飞行的“脑系统”。本文分析了RLV在再入飞行阶段GNC系统的任务要求,明确其体系结构,分析GNC系统存在的问题,给出了深入研究GNC系统需要解决的关键技术和进一步研究的方向。     

单级入轨运载器推进系统方案分析

选择了九种双组元和三组元发动机系统方案,计算了各种方案发动机的性能和质量。当单级入轨运载器主推进系统由这些发动机组成时,计算和分析了推进系统的组成方式对运载器干质量的影响。计算结果表明,当推进系统全部由三组元发动机组成时,运载器干质量最小。     

2219铝合金搅拌摩擦焊结构ECA评定

基于含缺陷结构断裂评定的COD设计曲线与净截面屈服失效判据,对2219铝合金搅拌摩擦焊结构进行了工程临界评定(ECA)。分析了2219铝合金搅拌摩擦焊接头焊核区、热机影响区、热影响区和母材区的临界裂纹尺寸,确定了不同载荷水平下2219铝合金搅拌摩擦焊结构的表面缺陷容限,并对特定内压下2219铝合金运载火箭贮箱筒段搅拌摩擦焊纵缝进行了ECA评定,为2219铝合金搅拌摩擦焊结构的断裂控制提供了参考。研究结果表明,纵向前进边热影响区为2219铝合金搅拌摩擦焊接头断裂控制的关键区域,特定内压条件下给定的表面缺陷可以接受。     

滑跃式高超音速巡航飞行器设计初步研究

在分析国外滑跃式高超音速巡航飞行器的发展现状基础上,提出了高超音速巡航飞行器的概念设计,对滑跃式高超音速巡航飞行器总体方案提出了设想。选择乘波构型建立了滑跃式高超音速巡航飞行器的气动布局,采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析。由结果可见,建立的气动布局可满足总体方案设想中飞行任务要求。对滑跃式高超音速巡航飞行器的动力技术进行了初步研究,分析了采用火箭基组合循环发动机(RBCC)方案所需的燃料消耗。由初步分析计算结果可见,对于Ma≈10的滑跃式高超音速巡航飞行器,采用RBCC作为推进系统,可满足总体方案的技术要求。     

长征五号运载火箭动力系统总体技术分析

简要回顾长征五号运载火箭研制历程,结合国外运载火箭动力系统发展态势,系统梳理了长征五号运载火箭动力系统的设计准则和总体方案,详细介绍了与长征五号有关的新型大推力发动机、循环预冷、低温火箭POGO(液体运载火箭结构系统与动力系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振动)抑制、高可靠增压输送、直径5m液氧/液氢模块动力系统...     

执行器故障下无人机-无人车异构编队控制

针对存在执行器故障的无人机-无人车异构系统,研究了编队跟踪容错控制问题。首先,异构系统采用有向图的拓扑结构,且并非所有无人机/车都能接收到参考信号,故在充分考虑无人机/车运动学模型存在较大差异的前提下,设计了一种针对两类系统都通用的分布式信号估计器来获取参考信号的信息。然后,基于参考信号估计值,利用鲁棒自适应控制理论,提出了形式统一的分布式容错控制协议。该协议无需获取精准故障信息,就能有效地补偿故障对异构系统性能的影响,确保异构系统在故障情况下仍能按照预先设定的编队构型跟踪上外界参考信号。最后,通过仿真试验验证了所提算法的有效性。