基于非旋弹体坐标系的面对称旋转导弹六自由度弹道模型

为了计算一定风洞试验方法下的面对称旋转导弹六自由度弹道,建立了相应的六自由度弹道模型,定义了模型中的坐标系并给出各个坐标系之间的转换关系,在此基础上得出了角度的计算公式,分析了风对旋转导弹运动的影响,在全攻角非旋弹体坐标系中计算了气动力和气动力矩,在非旋弹体坐标系下建立了质心运动的动力学方程和绕质心转动的动力学方程,给出了质心运动和绕质心转动的运动学方程,解决了面对称旋转导弹六自由度弹道计算问题.     

变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析

飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。     

自旋飞行器角速率和过载测量数据拟合修正方法

为正确分析飞行试验飞行器迎角和气动参数偏差等飞行动力学特性,根据具有非零惯性积旋转飞行器在大气层外的运动规律,推导飞行器角速率和过载分量的解析表达式。利用测量数据拟合估计相应的系数,给出测量数据系统偏差修正解算公式。计算实例表明,经拟合、系统偏差修正和过载质心换算的测量数据更接近实际飞行状况,可用于确定飞行器大气层初始段飞行迎角变化范围和大气层内气动系数辨识等的飞行动力学特性结果分析。试验数据结果分析实例验证了该方法的有效性,研究结果对测量数据处理和误差修正具有现实指导意义。     

基于气动力反馈的直接力控制技术

通过对飞行力学中耦合因素及其对飞行控制影响情况的分析，指出了传统直接力控制技术的不足，提出了基于气动力反馈的直接力控制技术．通过引入气动力控制环节，将飞行控制系统分为动力学控制系统和气动力控制系统两大部分，降低了飞行器空气动力学模型不确定性对运动控制的影响，提高了飞行器运动／姿态控制的解耦精度．仿真结果表明，该方案可以实现飞行器的动力学解耦控制，并对气动面损伤等影响有一定的抑制作用．     

气动参数对无安定器航弹弹道特性的影响

依据理想条件下的无安定器航弹刚体弹道模型,通过计算机仿真系统分析了无安定器航弹各气动参数对航弹质心运动和绕质心运动的影响.结果表明,阻力系数变化对无安定器航弹质心运动影响十分显著,升力系数对质心运动有一定影响,阻尼力矩系数和静力矩系数对航弹的角运动特性有较大影响,对质心运动影响很小.全面掌握了气动参数对无安定器航弹弹道的影响特点.研究结果对选择恰当的无安定器航弹弹道模型、建立科学合理的无安定器航弹投弹表编拟方法有指导意义.     

再入体气动参数辨识

采用极大似然辨识方法对再入体的气动力和气动力矩系数及小不对称量进行辨识，用辨识的气动参数重构再入体的飞行弹道，用以验证气动参数辨识的准度。     

基于飞行模态辨识的飞行器弹性运动计算模型选择研究

通过对比分析了飞行器机动飞行时动载荷数值计算结果和辨识结果,对弹性运动的计算模型进行了验证分析。首先,详细介绍了飞行器的弹性运动模型和结构动力学模型,并简要介绍了模态特征系统实现算法(Eigensystem Realization Algorithm,ERA)环境激励模态辨识方法的理论。其次,计算分析了由于操作机构作动引起的飞行器整体动载荷,研究了两种激励力计算方法间的区别。最后,基于工作模态辨识理论和实测振动数据,辨识了飞行器的动载荷,对计算结果进行了验证。通过研究,发现弹性运动计算模型是介于增量模型和绝对量模型这两者之间的。     

火箭运动的非线性动稳定判据

本文详细地讨论了非线性马格努斯力矩、赤道阻尼力矩和俯仰力矩对火箭运动的影响;引入非线性动稳定因子概念,并利用它给出火箭13种稳定运动的条件。本文给出的近似解析解可以作为根据射击试验测试的攻角数据求气动力系数的理论模型。     

重复使用运载器再入动力学建模研究

通过对重复使用运载器再入动力学建模技术的研究,提出以再入飞行器导航常用的WGS-84世界大地坐标系为参考,在北天东坐标系建立飞行器再入质心动力学方程和描述飞行姿态的建模方法,建立可兼顾再入返回和高精度着陆需求的通用刚体动力学模型;借鉴运载火箭与导弹等弹性飞行器动力学模型的应用经验,提出混合坐标法,首先用准坐标系描述飞行器等效刚体的刚性平动和转动,然后用有限元理论描述弹性飞行器相对于等效刚体的复杂弹性振动,最后利用弹性变形引起的附加攻角和侧滑角产生的附加力和力矩体现刚体和弹性振动耦合的刚弹耦合动力学模型建模方法,并基于再入通用刚体动力学模型建立适用于面对称重复使用运载器的再入刚弹耦合动力学模型。结果表明:建立的重复使用运载器再入动力学模型充分考虑了地球椭球体和自转的影响,模型物理意义明确,工程实用性强。     

RBCC巡航飞行器气动耦合特性数值分析

以火箭基组合循环（RBCC）发动机为动力的高超声速巡航飞行器的气动力、推进系统、结构之间存在很强的耦合作用,文中基于二维无粘可压缩流理论和单步有限化学反应模型对此飞行器在巡航状态进行了一体化数值计算以分析这种耦合特性.考虑了不同飞行攻角、不同燃料流率下气动参数,包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的变化规律.结果显示,增加飞行攻角,可以提高飞行器升力,同时阻力也相应提高,但升阻比是先快速增加,然后逐渐达到某一最大值,俯仰力矩随飞行攻角的增大而减小;增加发动机的燃料流率,飞行器升力将相应提高,而阻力基本没有变化,升阻比提高,而俯仰力矩降低.     

舰载发射扰动运动系统仿真模型

影响舰载发射扰动运动的因素很多。本文把舰艇在海上的摇荡运动描述为随时间不规则变化的振荡运动,并考虑舰速、风速、环境温度、推力偏心、导弹质心位置偏移、发射筒的微变形、发射架的初始瞄准误差、气动力和力矩等因素的影响,建立了计算舰载发射扰动运动的数学模型。该模型力求接近实际情况,可用于研究舰载发射运动的数字仿真。     

某飞行器弹道仿真研究

对某飞行器的全空域飞行弹道进行了仿真研究。建立了飞行器空间运动的数学模型,应用“牛顿插值多项式法“对气动力参数进行了辨识,用 C 语言编制了仿真程序,并给出了仿真结果及分析。     

基于六自由度模型的系统辨识方法及其在导弹质量评估中的应用

针对导弹性能评估的需要，文中建立了导弹六自由度模型，提出了基于六自由度模型的导弹气动力参数辨识方法，并采用该方法进行了某型导弹21个气动力参数的辨识．辨识数据与理论计算数据拟合较好、且在准确度允许的范围内，并利用辨识结果初步对导弹质量进行了评估。文中提出的方法对各种飞行器的定型试验具有一定的参考价值。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

基于CFD的WCMD增程设计及弹道仿真

以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加装滑翔翼后WCMD的三自由度弹道仿真,结果表明文中所设计的滑翔翼能使WCMD达到防区外打击的目标,且对其它飞行器的滑翔增程设计有一定的参考价值。     

弹丸斜侵彻混凝土介质的分析计算方法

应用刚体运动理论建立了弹丸斜侵彻混凝类坚实介质的分析计算模型 ,推导了弹丸运动过程中作用在弹丸上的力和力矩表达式 .并应用 MFC类库语言设计编制了基于 WINDOWS3.2的弹丸斜侵彻混凝土介质的分析计算软件 ,通过对弹丸斜侵彻过程中的动力学特性分析 ,它给出了弹丸斜侵彻的弹道曲线、质心速度时间历程曲线、质心轴向过载时间历程曲线、质心横向过载时间历程曲线、攻角时间历程曲线和倾角时间历程曲线 ,这为弹药战斗部设计及引信设计提供了重要依据     

基于卡尔曼滤波最大似然参数估计的气动参数辨识

飞行器气动参数一般通过理论计算或风洞试验数据来获取,由于受诸多因素限制而难以获得精确值;为了提高飞行器动力学模型的精确度,将卡尔曼滤波融合于最大似然参数估计中,利用最大似然函数渐进一致性、估计的无偏性、良好的收敛特性的特点,对各实际工作点的气动参数进行辨识,并详细叙述了进行气动系数辨识的基本步骤。     

基于干扰力矩补偿的空间飞行器姿态控制方法

考虑质心漂移、轨控推力偏心和推力偏移这几个引起干扰力矩的主要误差源,建立了空间飞行器的姿态动力学方程,选取惯组测得的角速度作为量测变量,通过可观测性秩条件对该系统的可观测性进行了分析,证明各姿态控制通道的总轨控干扰力矩均可观。基于扩展卡尔曼滤波,对空间飞行器轨控发动机引起的干扰力矩进行在线估计,并进一步在姿态控制中对其做出补偿。数学仿真的结果表明,扩展卡尔曼滤波能够实现较高的估计精度,且干扰力矩补偿后的姿态控制效果有了明显改善。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。     

高超声速飞行器动力学系统在线智能辨识方法

针对高超声速飞行器在经历严酷环境或发生外形改变时,由于气动特性、质量特性等模型参数存在不可预知变化而为飞行器的控制带来困难的问题,提出高超声速飞行器动力学系统在线智能辨识方法。建立基于高斯基函数的神经网络模型,确定网络的结构及输入输出关系,然后采用K-means算法训练神经网络,获取等效于飞行器动力学模型的网络模型参数。数值仿真结果表明,提出的算法可用于对未知被控模型的建立,具备在样本范围内外的有效逼近能力,且算法用时较短,能够为飞行器的在线辨识和控制提供支撑,具有良好的工程实现价值。