临近空间飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器飞行过程中的热流密度、温度场与气动特性的数值分布,并依据这些数据对飞行器的上升段、巡航段和俯冲段进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

一种高升力高超声速飞行器气动布局设计概念构想

为提高飞行器性能和设计效率,降低设计盲目性和性能冗余度,对高升力、面对称高超声速飞行器气动布局、稳定性和与之相关的飞行控制三者之间的关系进行了论述,最后提出了一种引入稳定性和飞行控制因素的再入飞行器气动布局一体化设计概念,以满足高性能高超声速飞行器气动布局设计需求.     

飞行器往复式滑翔延时弹道特性

为进一步延长侦察类巡航导弹的飞行时间,提出一种新型亚音速往复式滑翔盘旋弹道方案,并分析该弹道方案的延时效率及其特性。通过计算流体力学数值风洞获取飞行器的气动参数,采用4阶Adams-Moulton算法数值求解飞行器的弹道控制方程组,对比分析水平盘旋和往复式滑翔盘旋弹道方案的飞行时间差异,进一步分析飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道飞行时间的影响。结果表明：飞行器往复式滑翔延时弹道方案可以延长飞行时间,相对于水平盘旋弹道最优工况延时效率可达到14.79%;在飞行器往复式滑翔盘旋弹道实现的前提下,飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道的飞行时间影响不大。     

涵道式飞行器前飞气动特性分析与仿真

由于涵道本体与螺旋桨之间存在相互影响的气动关系,使得小型涵道式飞行器飞行状态的气动特性更加复杂。为了分析涵道与螺旋桨的相互影响对飞行器整体气动特性的作用效果,文中在理论分析的基础上利用CFD软件对相应气动参数进行了数值计算。涵道的存在虽然提高了飞行器整体的气动升力,但也增大了其飞行状态下的气动阻力与俯仰力矩。因此,小型涵道式飞行器的气动结构应进行合理的优化,以期提高其整体气动效率。     

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。     

航天飞机轨道器实验(上)

美国国家空间运输系统的定期使用又一次给气动热力学工作者以研究气动热现象的机会，而这种现象只有飞行器在高超音速度飞行条件下进入才会产生。从７０年代中期开始，航天飞机轨道器试验计划将轨道器作为一种再入飞行器进行试验（作为正常任务的附属任务）。由轨道器求试验得出的数据表明，对于升力体再入飞行器，至今的基准超音飞行结果数据是不能用的。这些数据目前正用来验证现代方法（试验方法和计算方法）的整个过程，以模拟或     

升力式再入飞行器的神经网络自适应逆控制系统设计

分析了升力式再入飞行器的动力学模型,针对现有的再入控制方法的缺陷,提出了利用神经网络自适应逆来设计再入控制系统,使再入飞行器控制系统克服现有的控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,自动适应非线性、强耦合的对象特性,适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素。最后通过simulink建模对控制系统进行了仿真,验证了此控制系统能很好地跟踪输入,并且能抑制大范围的外部扰动。     

高温多层碳再入飞行器防热层温度测量

当高性能的再入飞行器以大约每秒6公里的速发进入地球大气层时,气动加热作用会在防热层的外表面产生大约1至3KW/cm~2的传热速率。这种异乎寻常的加热作用使表面温度达到3000K。在执行这些再入飞行器的飞行试验计划的过程中,为了评价再入飞行器的性能和防热层设计的合理性以及气动加热环境,需要防热层的温度数据。在最近的飞行试验中,测量了碳碳防热层内部的温度。该碳碳防热层的结构形式是:将     

有控再入飞行器适时引爆战斗部方法研究

再入飞行器战斗部的引爆信号一般根据飞行弹道的理论计算值进行"射前装订",而由于飞行干扰和各种偏差的存在,使得再入飞行器实际飞行弹道偏离理论弹道,实际引爆点偏离理论引爆点,战斗部的毁伤效果不理想。有控再入飞行器安装有制导控制系统,飞行中可以提供实际飞行速度、高度等信息,若利用这些信息实时计算、输出引爆信号,将大大提高战斗部的毁伤效果。为了获得最佳毁伤效果,以有控再入飞行器为研究对象,研究了有控飞行器飞行过程中适时输出引爆战斗部信号的方法,使战斗部整体毁伤效能最优。     

欧洲再入飞行器EXPERT地面试验项目研究进展

为了满足未来空天运输和太空探测计划的需求,近10年来,欧空局对再入飞行器做了大量试验探索。欧洲EXPERT再入飞行器旨在通过机身安装的高精度测量仪器来收集再入飞行时飞行器周围的气体参数。目前,EXPERT计划进展顺利,地面试验项目基本完成,并进入全面的工程研制阶段。对欧洲EXPERT计划的历史背景、飞行器气动外形演变和地面试验项目这三部分内容进行了总结和分析。     

一体化导弹六自由度全量数学仿真系统的设计与实现

在建立导弹大规模复杂仿真系统时往往需要实现功能完善、人机界面友好的一体化仿真环境,使之集仿真试验、数据处理和可视化显示于一体.文中给出了一种一体化导弹六自由度运动全量数学仿真系统的设计及实现方式,该软件基于面向对象方法分析、设计和实现,具有仿真条件配置、仿真运行控制、仿真结果可视化显示和数据即时处理、输出等主要功能.在该仿真模型的基础上,扩展或者继承这些基础类模块,可以对各种导弹或飞行器的复杂运动模型进行建模和仿真.     

无人机作战仿真平台设计及其关键技术研究

针对开展无人机作战仿真的现实需求,探讨无人机作战仿真平台设计及其关键技术。概述无人机作战仿真,论述无人机作战仿真平台设计的原则,从主要功能、组成、软件技术架构和使用流程等方面对无人机作战仿真平台进行初步设计,并对其关键技术进行深入研究。该研究可为无人机作战仿真平台的开发提供依据和指南。     

火炮后坐仿真试验系统及其动力学数值仿真

本文在介绍火炮后坐仿真试验系统基本原理的基础上，根据系统的特点，采用火炮后坐与内弹道计算相结合的方法建立了动力学数值仿真模型，对两种不同类型的火炮作了仿真计算，并与试验结果进行了对比，结果表明数值与仿真试验具有良好的一致性，因而对仿真试验具有较强的指导作用。     

基于Terra Vista 的无人机模拟训练大地形仿真场景创建方法

针对无人机模拟训练中的视景创建问题,设计基于Terra Vista 的大地形仿真场景设计和实现方法。利用 Terra Vista 视景仿真平台,阐述运用细节层次模型的场景设计实现过程和运用实例。测试结果表明：该方法可快速 创建大范围地形地貌场景,满足无人机模拟训练的使用要求。     

反舰导弹靶场仿真试验技术研究

对某型反舰导弹武器系统的仿真试验进行了深入研究.着重论述了某型反舰导弹全弹道仿真计算的基本方法,详尽说明了弹道计算中的算法.     

VANET仿真中交通仿真研究

介绍了VANET及其仿真技术的发展现状,对VANET仿真的技术难点进行了分析。通过比较分析VANET交通仿真与传统交通仿真的区别,提出了VANET交通仿真的需求。对VANET交通仿真的几个关键部分的技术实现方案进行了探讨:基于HLA与多主体仿真技术的VANET仿真环境系统框架、基于GIS-T与分层思想的路网模型以及基于模糊推理决策技术的驾驶员-车辆Agent模型。     

某空投鱼雷浅水控制方案的半实物仿真

本文介绍在以 VAXlab计算机为主机的小型通用动力学半实物仿真系统上对某空投鱼雷的运动进行的半实物仿真。给出了半实物仿真系统的基本组成和工作原理 ,讨论了空投鱼雷运动的仿真模型。结果表明 ,该仿真系统结构合理 ,精度高 ,可靠性好 ,所采用的浅水控制方案可使空投鱼雷满足近海防御的使用要求 ,达到了预期的目的     

一维空爆抛撒分散仿真计算

针对诸多特种弹的结构设计，本文在经典内弹道的基础上，结合小药量软杀伤子弹空爆抛撒的特点，建立了一维空爆抛撒的数理模型和仿真计算程式，并以某特种弹为算例，给出了空爆仿真结果。     

一种新型镜内三维虚拟视景驱动系统

为保证模拟训练中瞄准镜内视景显示和瞄准方向的一致性和同步性,提出一种将瞄准镜屏幕瞄准点坐标数据作为镜内视景控制输入信号的新方法.通过分析系统的组成和工作原理,对 2 大关键技术进行分析,包括屏幕瞄准点坐标的获取和镜内三维场景视口的确定,并在已有武器技战术训练模拟系统的基础上,对该技术进行验证.验证结果表明:该方法提供了一种低成本模拟武器瞄准镜、观瞄装备使用的工程实现途径,可有效降低模拟器生产、维护成本,提升综合训练效益.     

分布式航空成像仿真及评估系统

针对航空成像系统外场试验周期长、成本大、实验条件不可控等问题,设计一种分布式航空成像仿真及评估系统.从系统总体需求分析入手,得出主要功能需求和技术框架,然后设计了仿真系统功能模块,重点对航空成像系统指标评价算法进行了设计.研究表明:该仿真成像技术能够有效降低航空成像系统的研发和外场试验成本,克服时间、环境、地域等因素的限制,从而提高系统的方案论证、设计、测试、评估和应用效率.