基于轨迹线性化方法的近空间飞行器鲁棒自适应控制

研究一种新的近空间飞行器鲁棒自适应飞行控制系统设计方案。利用单隐层神经网络的函数逼近能力和被控对象分析模型的有用信息构建一种单隐层神经网络干扰观测器,用以在线估计系统中存在的不确定性,具有自适应调节能力的鲁棒控制器用以克服估计误差。将所得单隐层神经网络干扰观测器与轨迹线性化方法结合形成新的非线性系统鲁棒自适应控制方案,严格的理论证明在给定的自适应调节律作用下闭环系统所有误差最终有界。该控制方案被用于近空间飞行器飞行控制系统设计,高超声速飞行条件下的仿真结果表明该方法不仅有效,而且能够提供高精度、高稳定度的控制性能。     

尾喷管构型对高超音速飞行器纵向静稳定性的影响

尾喷管构型的选取在高超音速飞行器一体化设计中有着举足轻重的作用.采用二维耦合隐式欧拉方程对高超音速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,分析了尾喷管斜面倾角分别为8°、11°、13°和15°时,其构型对高超音速飞行器处于3种不同工作状态下(即进气道关闭、发动机通流和点火)纵向静稳定性的影响.结果表明,当尾喷管斜面倾角为11°时,高超音速飞行器的纵向静稳定特性较好,为下一步改型工作提供了参考.     

计算飞行力学的产生和发展

综述了计算飞行力学的产生背景、问题表述、理论框架和飞行力学的计算系统,以及计算飞行力学在未来飞行器研制和应用研究中的重要意义。     

高超声速飞行器一体化防热与热控设计方法

围绕高超声速飞行器所遭遇的"热障"问题,阐述了防热与热控系统一体化设计的思想,指出将机身结构、防热与热控系统、推进系统耦合在一起进行一体化设计是解决"热障"问题的有效途径,并提出了不同任务需求的高超声速飞行器防热与热控系统方案思路.介绍了部分防热材料的性能,指出了在设计中选择防热材料的原则.对防热与热控系统的优化方法进行了探讨,指出了防热与热控系统一体化设计中涉及的关键技术,举例说明了防热与热控一体化设计的基本流程.      

高超声速飞行器滑行航迹优化

针对高超声速飞行器滑行的密度模型、动力学模型、空气动力模型和作为输入的攻角,将弹道问题转化为最优控制问题,采用极大值原理求得航程最大的一阶必要条件,采用多次变区间的遗传算法、非线性单纯形法和邻近极值法的组合优化策略来求解此两点边值问题,首先用多次变区间的遗传算法和单纯形方法求得全局航程最大,然后用邻近极值法得到合适的初值满足所有终端约束,通过对一高超声速飞行器的算例进行了优化计算,得到了最优弹道和优化算法的收敛曲线,并与升阻比最大飞行方案进行比较可知,最优控制方案求得的航程大于升阻比最大飞行方案的航程.      

返回舱和着陆系统设计的新理念

文章描述了美俄合作提出的一种低成本和低风险的载人返回舱概念。方案采用已有的硬件 和技术,由美国负责电子设备和软件,充分利用俄罗斯在返回舱方面的技术和低成本。提出的这种返回舱 概念是把联盟-TM按比例增大到可以容纳8位乘员,而且着陆系统增加了气囊,对伤病航天员的着陆具有 更好的缓冲作用。     

卫星/有效载荷整体隔振技术简介

文章根据近年国际学术会议上的相关论文进行编研。从卫星有效载荷整体隔振的技术背景到必要性,重要性、经济价值等诸多方面予以讨论,旨在全面引进国外整星或有效载荷隔振缓冲技术,提高我国卫星设计科技含量,增强竞争能力。除了突出提供有科学研究价值的飞行实测数据和分析试验数据外,还提供国外正在研发的有源/无源组合隔振缓冲技术的最新动向。     

一种实用的多机空战威胁计算算法

准确的威胁评估是无人作战飞行器进行战术机动的基本依据。文中在总结各种威胁评估计算方法的基础上,提出了作战双方在不同性能条件下的一种简单实用的威胁评估算法。算例表明该算法是双方距离、角度和速度的单射函数,对于各种变化都能在威胁计算中得到反映。     

电磁发射拦截装置中发射线圈的结构分析

介绍了电磁发射拦截装置的组成及工作原理,建立了发射线圈的三维模型,对发射线圈进行了磁—结构耦合分析,给出了发射线圈的磁场和应力场分布规律,得出了初步结论。     

二次曲线截面弹身的气动设计及优化

非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数，可以快速简便且精确地构造各种二次曲线弹身形状。发展了一套可以预估横截面为二次曲线的飞行器高超声速纵横向气动力工程计算方法。提出并建立了二次曲线截面弹身飞行器的优化设计模型，并利用相同的优化模型对圆截面、椭圆截面、双曲线截面及抛物线截面外形进行了优化。最后，对二次曲线截面弹身外形飞行器的气动特性进行了比较。