机载运载火箭飞行程序设计及仿真

关于载机和运载火箭分离程序的优化设计问题,为实现机载运载火箭飞行程序设计保证运行姿态稳定性,并进一步提高系统模型的可信度,在传统分析方法的基础上.考虑了箭机分离过程中载机与火箭飞行程序之间的相互作用,建立了载机与运载火箭的分离多体动力学模型,研究了影响飞行姿态的主要因素.开发了集仿真计算、三维视景演示和可视化结果分析为一体的机载运载火箭飞行程序设计仿真系统,实现了机载火箭飞行程序设计,性能分析以及三维飞行演示等功能.仿真结果表明系统提高了机载运载火箭飞行性能,并能为飞行程序设计的可行性与可靠性提供了科学依据.     

基于粒子系统的火箭尾焰实时模拟

提高虚拟火箭飞行的真实性,火箭尾焰的实时模拟是关键;在对火箭尾焰的静动态特性进行分析的基础上,建立了火箭尾焰的粒子运动模型,实时模拟了火箭尾焰;在建模过程中采用了面片贴图作为粒子体素的方法以简化模型,并通过相应算法,将面片法向量与观察视线的夹角维持在恒定的范围内,保证了观察效果,提高了粒子体素利用率;应用该方法在火箭飞行仿真中模拟火箭尾焰,粒子量少,逼真度高,较好地解决了视景仿真过程中实时性和逼真度的矛盾,证明了方法的可用性。     

可机动弹道导弹三维飞行状态建模与仿真研究

为提供接近实际的弹道导弹飞行状态数据,根据弹道导弹气动特性和飞行控制原理,在实际飞行环境下,建立了可进行气动力及质心侧向力控制的多级助推弹道导弹三维飞行状态模型,并分别对单级、双级、三级助推的弹道导弹在气动力及质心侧向力控制下的飞行状态进行仿真。仿真结果表明:该模型能真实模拟质心侧向力及气动力控制的弹道导弹飞行规律,为弹道导弹拦截、突防、攻防对抗仿真等研究提供实时飞行的位置、速度等仿真数据。     

基于Vega Prime的探空火箭视景仿真

探空火箭飞行速度快,飞行时间短,不易观察其飞行过程中的姿态变化。探空火箭视景仿真,可以有效的解决这个问题。本文介绍了三维视景仿真工具Vega Prime的系统结构和基于Vega Prime应用的具体开发步骤,并对探空火箭视景仿真进行了实现,对火箭尾焰粒子系统特效和帧同步的实现也进行了介绍。     

基于粒子系统的火箭飞行特效仿真的研究

基于粒子系统的特效仿真是运载火箭飞行可视化仿真中的重要环节.本文针对运载火箭飞行仿真中喷射火焰实时仿真难于实现的问题,对基于粒子系统的火箭喷射火焰动态模拟进行了研究.通过对火箭喷射火焰细节、特点的分析,建立了粒子系统的数据结构.详细介绍了算法的具体细节和关键技术,其中包括粒子的初始化和粒子发射器的初始化、粒子系统的更新.最后利用Billboard技术、OpenGL纹理映射等计算机技术实现了具有较强真实感的火箭飞行喷射火焰的实时仿真.     

基于数字孪生的火箭测试与发射过程健康管理技术研究

为了解决运载火箭对地面测试与发射过程中对数据综合分析能力,飞行过程的故障诊断和预测能力,以及故障处理措施的快速决策等能力的迫切需求,提出一种基于数字孪生技术的火箭测试与发射过程健康管理系统设计方案;该方案通过建立运载火箭测试与发射阶段数字孪生模型,实现对火箭测试和发射过程的天地镜像仿真,依托数字孪生模型,对运载火箭健康管理功能进行了设计和优化;利用真实火箭和数字孪生火箭的信息交互,可有效实现火箭测试过程数据分析、飞行过程协同诊断,以及故障处理决策支持等功能;该系统提高了火箭发射的可靠性,为火箭可靠飞行提供了技术保障;同时,该技术在运载火箭健康管理上的应用也面临一些关键技术还需要进一步突破和发展.     

火箭飞行过程数字孪生系统架构与应用研究

首先介绍了数字孪生技术的发展与现状，明确了火箭飞行数字孪生体的内涵，并提出了一种运载火箭飞行过程数字孪生系统，介绍了系统的组成架构和关键技术，展望了该系统的应用场景。基于运载火箭飞行过程数字孪生系统，可以在地面利用高速计算资源和海量数据资源，通过与真实火箭的数据交互，实现对火箭飞行全过程的跟踪映射、故障诊断、预示评估和智能决策，全面提升火箭的智能化健康管理水平，提高运载火箭的飞行可靠性。     

航天仿真

航天领域的仿真是从导弹飞行仿真开始的，很快就有卫星飞行仿真、登月火箭飞行仿真、航天飞机仿真、载人飞船仿真等，相继接踵而来。该文重点介绍了导弹飞行仿真、人造卫星飞行仿真和航天飞机仿真的概况。由此不难看出，航天事业的发展越来越离不开仿真。仿真是航天工程不可或缺的、富有经济效益和社会效益的工具。同时，随着航天事业的发展，航天仿真也在日新月异地变化。     

基于GIS的火箭飞行应急决策仿真系统研究

航天发射是一项高风险事业,若运载火箭在飞行过程中发生故障,将会给人民群众的生命财产带来巨大的损失;为此,设计了一种基于GIS的火箭飞行应急决策仿真系统,阐述了系统的总体框架,分析了系统的功能,重点研究了飞行数据的获取与处理、地理数据的处理和应急决策方法等关键技术问题;最后,对系统进行了集成仿真,实现了对火箭飞行过程的全程监控,并模拟了火箭发生爆炸时的事故范围;实践证明,该系统能够实时监控火箭的飞行状态,并为指挥员提供应急决策支持,提高了航天发射的智能化决策水平。     

运载火箭飞行力学环境虚拟试验及可视化系统设计与实现

运载火箭的飞行力学环境随着飞行过程不断发生变化,而当前无论是基于实物试验还是基于数值分析,火箭的飞行力学环境分析大多针对特定飞行状态和工况而无法给出动态变化信息,因此开展了飞行力学环境虚拟试验及可视化技术研究。基于特征代理模型采用Fortran语言设计了场数据快速预测算法,在采样数值仿真的基础上实现了火箭在大气飞行过程中的动态气动力与气动热环境虚拟试验;采用C++开发了实时分站载荷算法,实现了火箭飞行期间的载荷环境虚拟试验。开发了与运载火箭飞行仿真配合的总线通信接口,并基于EnSight开发了分布式动态可视化系统,通过共享内存的进程间通信方式实现了飞行力学环境的动态显示。结果表明,该系统可以给出火箭飞行力学环境的全局和关注点信息的动态变化,为飞行力学环境精细化分析和直观可视化研究提供了手段。     

基于自适应Backstepping的飞机重心变化稳定控制律设计

飞机重心变化会影响飞机气动力从而产生较强的扰动误差,可以采用自适应Backstepping控制方法消除这种扰动误差对飞行控制的影响。首先建立飞机重心位置和重量变化的非线性模型,然后设计自适应Backstepping控制律,对模型误差进行自适应估计,针对f16飞机纵向操纵力矩不是仿射非线性的形式,采用牛顿迭代法进行求解,最后进行正常情况下、重心突变和重心渐变情况下的仿真验证,仿真结果表明设计的自适应Backstepping控制律具有很好的动态和稳态性能。     

基于VxWorks实时操作平台的半实物仿真试验测试系统设计

半实物仿真试验测试系统以VxWorks实时操作平台为测控核心,详述了系统架构和软硬件组成.对伺服配套单元、试验控制中心等硬件模块及系统程序架构、软件信息流、实时数据采集软件、远程控制软件及终端软件等软件模块做了重点介绍.解决了运载型号仿真状态众多,仿真试验的高速实时性要求以及模拟火箭全程飞行状态等3个关键问题.试验表明,反射内存网络实时性良好,各控制输出和信号采集实现实时传输,系统软件运行稳定可靠,达到预期设计目的.     

多管火箭发射系统虚实混合动力学建模与仿真

为减小火箭出管后的初始扰动,运用多体动力学虚实混合建模与仿真技术研究多管火箭的出管姿态。对试验数据进行频谱分析,对关键部件进行结构动态特性分析和模态试验,采用虚实混合建模方法,构建多管火箭发射系统的动力学虚拟样机模型。采用柔性连接Bushing模拟发射系统的弹性特性,经过工程计算获得燃气冲击力并以脉冲形式施加到模型中,研究弹管间隙、质量偏心、推力偏心、发射时序和发射时间间隔等因素对火箭出管姿态的影响。研究结果表明：合理的弹管间隙、质量偏心、发射时序和发射时间间隔可以减小火箭出管后的初始扰动。     

基于神经网络的故障飞机仿真

传统气动系数模型中，拟合法精度较差，插值法计算速度慢，且占内存多。利用神经网络一致逼近任意非线性连续函数的特性，训练具有一个三输入六输出的神经网络模型，建立故障飞机仿真系统。仿真结果和故障飞机自修复应用表明，文中所采用的神经网络建模方法是可行的。在自修复飞行控制系统研究中，为故障飞机建模所需大量故障状态气动系数数据处理提供一种新思路。     

运载火箭飞行控制系统双机仿真技术研究

运载火箭飞行控制系统的研制要求越来越高,需要有一项新的仿真技术及方法,全面验证飞控计算机软硬件设计的正确性,并能在实验室和火箭发射场环境下进行半实物仿真试验。该文对这项技术及方法进行了研究,提出了双机仿真技术方案：双机仿真系统组成、对飞控计算机软硬件设计要求、双机同步仿真方法、伴随仿真方法。这项技术及方法,已在试验实践中得到了很好的应用,满足了运载火箭飞行控制系统越来越高的研制要求,已成为一项十分有效的试验手段。     

Kinetic characteristics analysis of aircraft during heavy cargo airdrop

Airdrop is the most important approach for crisis transaction and unexpected events, it is necessary to investigate the flight characteristics of transport aircraft during the dropping process. This paper mainly focuses on the stability, controllability and model simplification of large aircraft with heavy cargo airdrop. In this process, the primary elements which have impact on force and moment are studied theoretically, the role of cargo mass, moving parameters and other factors on dynamical characteristics have been assessed by simulation and analysis. And then the aircraft model simplification is completed for control system designing in future.All the work above shows that the parameters of cargo moving play a dominant role in flight characteristics and the flight equations can be simplified to reduce the design complexity.     

基于分段曲线拟合的HTPB固体推进剂损伤数值模拟

通过对HTPB固体推进剂单轴试验所得的结果进行分段曲线拟合,并对损伤变量进行分段定义,将其引入到HTPB固体推进剂材料的刚度矩阵中,采用Abaqus/Standard中的用户子程序UMAT接口进行编程计算,对材料的损伤特性进行有限元模拟.模拟结果接近于实际结果,可以应用于固体发动机的工程设计中.