机体/推进一体化飞行器动导数频域计算方法

运用Etkin非定常气动力模型,将谐波平衡法应用于复杂外形动导数辨识。计算结果表明:谐波平衡法和时域方法的动导数辨识结果一致,与实验值吻合,验证了程序的正确性和谐波平衡法的可靠性。采用谐波平衡法对类X-51高超声速机体/推进一体化飞行器WR-A进行动导数辨识,并与时域方法的计算结果比较,考察了该方法在复杂外形下数值模拟非定常流动和动导数辨识的能力。实验结果表明:对于WR-A这种复杂外形飞行器,谐波平衡法也能在保证精度的同时具有较高的计算效率。     

反临近空间高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口

在视线旋转坐标系下建立拦截弹与目标的相对运动方程,分析采用纯比例导引律捕获高超声速目标的充分条件,并推导出在交接班处的最优拦截几何,即零控拦截流型。定性分析了拦截弹速度、高度、导引头特性以及末制导捕获条件等在中末制导交接班时所受到的限制,在此基础上定义了中末制导交接班窗口的概念,并介绍了交接班捕获窗口的影响因素、用途、特性以及计算步骤。以纯比例导引律拦截高速目标为例,定量描述了交接班捕获窗口和零控交接班区域,并通过数字仿真实验验证了交接班捕获窗口的合理性。     

攻击主动防御飞行器的微分对策制导律

基于微分对策理论设计了躲避护卫弹的同时攻击飞行器的制导律。根据传统的性能指标推导了该场景的微分对策制导律,并且根据权重系数的取值定义了三种制导律:最优追赶制导律、逃脱-追赶制导律和复合制导律。最优追赶制导律容易被护卫弹拦截,逃脱-追赶制导律容易造成导弹和飞行器的零控脱靶量急剧增大而使得攻击失败,复合制导律很难选择合适的权重系数。针对以上不足,提出了两种改进的制导律,并对该两种制导律的适用情况进行了分析。通过非线性模型仿真,验证了这两种方法的可行性。该两种制导律目的性强,攻击导弹可以躲避护卫弹进而攻击飞行器。     

高超声速滑翔导弹气动参数自适应跟踪建模

针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题，研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析，指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下，利用线性化的气动系数推导气动参数模型，通过分析不同飞行状态下的模型变式，证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论，实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时，所提模型性能明显优于传统模型。同时，在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。     

M6高超声速静风洞的气动设计和结构研究

论述了发展高超声速静风洞设备与技术的重要性,对静风洞的基本特点进行了简要讨论.根据国内外发展静风洞的经验和成果,针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景,提出一座M6高超声速静风洞(M6HQWT)的气动和结构设计,重点讨论了阀门管路、稳定段和喷管抽吸装置的设计特点.M6HQWT的设计马赫数为6.0,喷管出口...     

高超声速巡航飞行器纵向气动特性分析

吸气式高超声速巡航飞行器机身/发动机一体化特性使得气动一推进系统之间存在强的耦合作用,这种耦合影响着飞行器气动性能、稳定性和控制.针对耦合对飞行器特性的影响,建立了机身一发动机一体化模型,并进行了气动-推进界面划分.在此基础上,分别计算了高超声速巡航飞行器在进气道打开,发动机不工作以及进气道打开,发动机工作两种状态下的纵向气动特性.仿真结果揭示了高超声速巡航飞行器气动一推进系统之间的耦合以及耦合作用对飞行器气动性能、稳定性的影响.     

滑翔增程炮弹的气动布局与外形参数优化设计分析

为提高滑翔增程炮弹的滑翔距离,要对滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数进行优化设计.研究了滑翔增程炮弹的总体气动布局方案,以全弹的升阻比为优化目标函数,建立了滑翔增程炮弹的气动外形参数优化设计方法.仿真结果表明,采用该方法确定的气动外形参数,有利于滑翔增程炮弹稳定性适当,操纵性良好,稳定性与操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好.研究结果为滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数设计提供了理论依据.     

乘波构型高超声速滑翔飞行器大包线反步控制方法

高超声速滑翔飞行器在高速突防、快速打击等方面具有重要应用前景,是航空航天领域的重要发展方向。针对高超声速飞行器快速、大空域的飞行环境特性复杂、姿态控制系统适应性要求高的特点,建立高超声速飞行器姿态运动模型,采用解耦设计方法,利用块控反步控制理论设计姿态控制器。经证明和仿真结果表明,该方法严格保证闭环系统的Lyapunov稳定性,控制律设计具有灵活性,响应速度快,能克服气动参数变化带来的影响,鲁棒性较好。     

浅谈军用无人驾驶侦察机

引言 无人驾驶侦察机系统主要由三部分组成:飞行器、各种记载探测器、控制和导航系统.     

滑翔增程弹飞行弹道

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术.阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹的方案弹道模型和控制方程,对其飞行弹道特性进行了分析.仿真计算表明,滑翔弹道与常规弹道在升弧段上是一致的,而在降弧段上则出现了较大的差别;弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角出现新变化;控制弹道很好地逼近了方案弹道,说明其控制方法是可行的,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义.