基于助推器无控再入稳定性分析的落点预示方法

运载火箭助推器分离后的落点预示对于安全区的管控及回收系统的设计十分重要,然而助推器再入过程由于失去姿态控制能力导致姿态运动范围大、运动规律复杂,传统型号往往采用极限偏差组合或六自由度打靶的手段来进行助推器落点范围的预示,存在预示范围过大、预示方法对落点预示范围正向设计指导意义不足的问题。采用一种基于非线性动平衡理论的分析方法,分析助推器无控再入过程三通道耦合姿态运动动态稳定特性,辨识固有周期性姿态运动模态,针对有限固有模态建立等效质点运动受力建模,快速、精确分析助推器分离后的落点范围,并能够对助推器特征参数对落区范围影响进行灵敏度分析,指导落区范围正向设计。仿真结果表明:该方法相较极限偏差组合法大幅提升助推器落点预示精度,相较六自由度打靶法更高效、更具有设计指导意义,为火箭助推类飞行器的航区安全性设计提供了重要支撑。

高速飞行器编队通信保持控制与协同制导技术研究综述

在高速武器平台网络化的背景下,对于高速滑翔飞行器(以下简称“高速飞行器”)的研究不再局限于多约束下的制导方法,而是亟须破解多飞行器协同制导控制技术难题。通过总结部分军事大国研制高速飞行器的发展历程,分析了目前多飞行器协同作战的发展现状与趋势,进而引出研究多飞行器协同制导控制技术的必要性。随后分别对编队通信保持控制技术、带飞行时间约束的协同制导控制技术以及带飞行角度约束的协同制导控制技术的研究现状进行了梳理,为多高速飞行器协同作战探索解决思路,最后对多飞行器协同制导控制技术的未来发展方向进行了展望。

高速飞行器潜入式分离起控联合仿真方法研究

高速飞行器需要在低空大动压的环境下实现与助推级的分离。目前基于极限偏差法的分离起控仿真预示不够真实,设计冗余大。对于长行程小间隙的潜入式分离,起控设计时无法对两级进行碰撞检测。针对以上问题,提出一种分离起控联合仿真预示方法,在上面级分离动力学模型中引入姿态控制模型,降低设计冗余度,提高精细化设计水平。其次,该方法能够实现分离、起控全过程的碰撞检测,为保证分离起控安全性提供支撑。该方法为上面级起控时间的选择提供了重要依据,对分离时序等的优化设计具有指导意义。

跨介质飞行器发展现状与未来展望

跨介质飞行器是指兼具空中飞行能力和水下潜航能力的新概念特种飞行器,包括潜水飞机、潜射无人机等。聚焦可多次跨域的飞行器,通过文献调研,阐述了跨介质飞行器的特点和应用,详细介绍了国内外跨介质飞行器的发展现状,分析了实现跨介质飞行的技术难点,对跨介质飞行器所需要的关键技术进行归纳总结。最后,结合调研的结果和国内外发展现状,对跨介质飞行器的前景进行展望,提出发展建议。

飞行器火工品加速贮存寿命试验与评估方法

飞行器火工品是一种高可靠长寿命产品,为提高小样本量下飞行器火工品贮存寿命评估精度,通过对贮存寿命影响因素进行分析,建立了加速贮存寿命模型以描述火工品贮存寿命与贮存温度的关系,并将感度试验和加速试验相结合,给出了一种适用于飞行器火工品的加速贮存寿命试验与评估方法。依据火工品加速后的感度试验数据,基于广义线性模型给出了感度分布参数的极大似然估计,进而根据参数估计的渐近正态特性对飞行器火工品进行了贮存寿命评估。将该方法应用于某飞行器火工品。通过利用样本量约为150、周期约为40天的试验获得的数据,可对贮存寿命要求为15年以上的飞行器火工品进行有效评估。

临近空间飞行器总体设计对固体发动机特性需求分析

从内弹道性能、气动防热、绝热结构设计和后效推力预示等方面研究了临近空间飞行器总体设计对固体发动机的需求。内弹道性能方面,在总冲一定的情况下,发动机采用"长时间小推力"的工作模式、"前高后低"的推力曲线形式,对提高分离点高度和关机点速度、减小分离点动压有利;气动防热方面,临近空间飞行器发动机外壁热环境远比传统弹道式严酷,需要采取相应的防热措施;绝热结构设计方面,分析了过载条件下燃烧室中粒子的受力情况、粒子沉积分布位置以及对绝热结构的影响,提出了过载条件下发动机绝热裕度设计校核的需求;后效推力预示方面,发动机下降段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计有着非常重要的作用,需要提高后效推力预示的准确性,以满足分离设计的要求。文章研究总结的方法、规律和结论,对临近空间飞行器固体发动机的设计具有重要的参考意义。

基于阻尼辨识的双层厚壁结构声振环境预示研究

高超声速飞行器主要舱段一般为双层厚壁结构,以满足防热和载荷需求。为了精确预示高超声速飞行器舱段结构的声振响应,开展了基于阻尼辨识的双层厚壁结构声振环境预示研究,提出了一种基于声振试验的阻尼损耗因子辨识方法,给出了基于阻尼辨识数据库的声振环境预示流程。以某超高声速飞行器双层厚壁舱段为研究对象,对结构声振耦合环境进行了统计能量分析,开展了声振试验和基于试验的阻尼辨识,得到了与试验结果吻合较好的声振环境预示结果。提出的双层厚壁结构阻尼辨识方法和声振环境预示方法对于飞行器结构动力学环境精确预示具有重要意义,可以广泛应用于航天、航空、船舶和汽车等领域。

吸气式飞行器爬升段轨迹与速度在线规划及制导律设计

由于吸气式飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到发动机性能偏差、气动偏差和风干扰等影响,导致爬升段初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,将轨迹控制回路与速度控制回路作为2个相互独立的回路进行设计,建立了在线轨迹规划与速度规划和导引模型,并以射程最大化为目标,采用拟牛顿法进行多变量寻优,得到需用最优爬升时间和加速时间。最后以典型工况为例进行数学仿真,验证了该方法的合理性与有效性。

战术导弹的离散突风响应鲁棒控制研究

研究了战术导弹在穿越离散突风区域时弹体的动力学响应鲁棒控制,给出了导弹在穿越突风区时的运动方程、导弹结构动力学模型、"1-cos"突风模型和控制模型,其中不仅考虑了弹体在突风区的刚体运动,而且考虑了弹体位置及空气舵位置的结构动力学响应引起的附加攻角,突风对空气舵的滞后影响效果,以及空气舵控制舵偏引起的控制力等。通过算例研究了导弹在穿越突风过程中使用空气舵对弹体的结构动力学响应进行控制,及弹体H∞控制方法,设计了最优控制器。研究发现,施加控制后的弹体结构动力学响应明显衰减。

外挂式导弹机弹分离气动干扰特性研究

以经典的机翼/挂架/导弹组合模型为例,采用重叠网格软件系统和计算流体力学技术,从机弹干扰工况简化和气动干扰特性影响因素分析两个方面对外挂式导弹机弹分离气动干扰特性进行研究。导弹分离轨迹参数和气动干扰系数的数值预示结果与捕获轨迹试验结果吻合,表明该计算方法能有效预测机弹分离轨迹和分析导弹与载机间复杂气动干扰现象。根据计算流体力学结果,从马赫数、机翼攻角、导弹攻角等方面,给出导弹在不同分离工况下的气动干扰规律,并采用增量系数法对缺失工况进行一阶外插处理的气动干扰数据外推方法,可应用于机载外挂空基武器的机弹分离轨迹预示和气动干扰特性设计中,具有重要的工程应用价值。

采用优化加点Kriging模型的助推火箭残骸安全区预示方法

建立火箭及其分离残骸弹道计算动力学模型,并采用四元数方法对姿态角解算进行处理。提出基于优化加点Kriging模型的安全区预示方法,结合Monte Carlo和Kriging代理模型的特点,给出安全区预示流程。以某型助推火箭残骸安全区计算为例,对提出的安全区预示方法进行仿真验证。仿真结果表明,提出的基于优化加点Kriging模型安全区预示方法与Monte Carlo方法相比,在不损失计算精度的前提下,具有更高的计算效率,满足快速迭代的工程需求;相比传统极限偏差叠加方法,可显著降低安全区覆盖面积,具有较强的工程应用价值。

天空地多域体系作战指挥控制系统构建方法

基于天、空、地多域信息支持下的集群体系对抗是从机械化作战向信息化作战发展的必然趋势。通过对体系作战指挥控制需求进行分析,给出适合于天空地多域体系作战的指挥控制系统构建方法,通过建立通信网络架构、指挥层级结构和指挥控制系统模型,给出指挥控制系统软件架构,规划了指挥控制信息流。该方法综合考虑系统建模、软硬件实现、信息流传递等多个要素,解决了指挥控制系统"怎么建、怎么用"的关键问题。利用该方法建设的体系作战指挥控制系统已成功通过实装演示试验的考核。结果表明:该方法合理可行,可为装备体系作战指挥控制系统建设提供支撑。

水中航行体绕流数值计算研究

水动力设计是水中航行体设计的重要组成部分。文章采用数值算法分别对水中航行体全湿和带空泡两种不同状态水下绕流问题进行了计算研究,并与风洞及水洞试验结果进行了对比。计算结果与试验值吻合较好,验证了数值算法的准确性。同时得到了水下绕流的某些运动规律,研究结果对工程设计起到了一定的帮助作用。

航天背景预研项目质量管理方法探索与实践

为深入贯彻落实航天科技集团有限公司“高质量、高效率、高效益”的要求和“源头抓起、过程控制、零缺陷管理”的质量理念,全力推动和保障重大背景预研型号立项,进一步规范和优化航天背景预研项目的质量管理,提高质量管理的针对性和有效性,文章通过分析背景预研项目的共性特点,并针对这些特点制定质量管理文件,试点实施精细化管控,实现了质量管理的“既管得住又不失灵活性”,取得了良好的应用效果,对项目立项起到了强有力的保障和支撑作用。

基于飞行工作模态分析的飞行器动载荷识别研究

基于飞行遥测振动数据,本文提出了基于工作模态分析的飞行器动载荷识别方法.首先,详细介绍了ERA环境激励模态辨识方法的理论.其次,给出了飞行器结构动力学建模方法.再次,提出了基于工作模态辨识的飞行器动载荷辨识计算工作流程,详细分析了其中的注意点.最后,通过算例验证了方法的可行性,其中基于飞行器飞行振动遥测数据,采用环境激励模态辨识方法辨识其各时刻的模态,包括模态频率和模态振型,再利用振动响应的模态叠加原理和模态正交理论,获取各时刻飞行器低阶模态的响应,再结合模态剪力和模态弯矩进行动载荷识别.

战术导弹的离散突风响应及动载荷计算研究

研究了战术导弹在穿越离散突风区域时,弹体的动力学响应及产生的动载荷.首先,给出了导弹在穿越突风区时的运动方程,其中不仅考虑了弹体的刚体运动,而且考虑了弹体各分站位置及空气舵位置的结构动力学响应引起的附加攻角,以及突风对空气舵的滞后影响效果等.其次,建立了导弹结构动力学模型和"1-cos"突风模型,并给出了弹体动载荷计算公式.最后,通过算例研究了导弹在穿越突风过程中,弹体的动力学响应以及载荷计算问题.

体系作战可重构指挥控制软件设计方法

提出了一种面向体系作战可重构指控软件设计方法,分析了体系作战指控软件可重构的需求,介绍了如何通过软件架构设计、功能模块配置、数据库及信息交互接口协议设计实现指控软件可重构。依据该方法开发了指控软件,并已通过了体系实装演示试验验证,结果表明该方法合理可行,可为各军兵种体系作战指挥控制系统建设提供参考。

一种基于前斜视成像的自适应末制导律设计方法

由于末制导飞行段飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到气动偏差和风干扰等影响,导致末制导初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,推导了前斜成像条件下,前斜角与航迹偏航角、视线方位角之间的几何关系模型,在此基础上,提出了前斜成像条件下的自适应末制导律设计方法,并通过数学仿真证明了该方法的正确性和可行性。

基于终端速度约束的助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计方法

针对助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计和速度控制问题,给出滑翔终端速度计算公式和滑翔终端速度控制方法,为滑翔弹道和滑翔终端速度控制联合设计提供了工具,为解决滑翔式飞行器起滑点位置、速度偏差及飞行中气动偏差等造成的滑翔终端速度偏差较大的问题提供了基础。仿真验证表明:该方法实用性较好,具有较强的工程应用价值。

航天项目计划缓冲区尺寸确定方法研究

根据新一代航天项目管理信息化系统建设需求,分析了缓冲区计算方法需满足的条件。以模糊理论为基础,给出了活动工期、执行时间、安全时间以及缓冲区大小估计及确定方法。利用真度值h取值的灵活调整,可以使得计算所得执行时间、缓冲区大小符合航天项目实际。此外,以算例对该方法的项目完工时间进行了模拟、验证。