检索结果-内蒙古大学图书馆

宇航学报 2012年第1期33卷 40-47页

作者：肖歆昕李文皓张珩中国科学院力学研究所北京100190

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期... 详细信息

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期望平衡值相适应,并可经过重复计算及收敛实现法向过载峰值最小化。仿真计算的结果表明,该方法能够大幅降低亚轨道飞行器再入中的法向过载,且按照该方法设计所获攻角策略可有效用于亚轨道飞行器再入任务规划、再入轨迹和制导律设计。

关键词：亚轨道飞行器再入攻角设计法向过载动态平衡

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基于平衡滑翔的升力再入攻角设计分析及应用

引用

宇航学报 2012年第11期33卷 1557-1563页

作者：张冉李惠峰北京航空航天大学宇航学院北京100191

针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体... 详细信息

针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体可行方法。所提出的设计方案可用于快速选定满足各种过程约束的速度-攻角剖面;将该攻角设计方法应用于覆盖区优化问题,在继承已有方法的快速求解速度下,仿真结果及对比表明所规划的攻角剖面具有与直接法相似的最优性。

关键词：升力再入平衡滑翔攻角设计覆盖区多约束优化

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亚轨道飞行器再入攻角设计的法向过载动平衡方法

亚轨道飞行器再入攻角设计的法向过载动平衡方法

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第三届高超声速科技学术会议

作者：李文皓肖歆昕张珩中国科学院力学研究所先进制造工艺力学重点实验室

对亚轨道飞行器再入飞行轨迹及热流、动压及过载等指标的演化过程展开研究,总结了亚轨道飞行器再入过程中法向过载较高的特点,分析了其形成原因。针对该问题,提出了一种基于法向过载动态平衡的亚轨道飞行器再入攻角设计方法,设计了其实... 详细信息

对亚轨道飞行器再入飞行轨迹及热流、动压及过载等指标的演化过程展开研究,总结了亚轨道飞行器再入过程中法向过载较高的特点,分析了其形成原因。针对该问题,提出了一种基于法向过载动态平衡的亚轨道飞行器再入攻角设计方法,设计了其实现算法。通过对某型亚轨道飞行器再入攻角设计的仿真验证,其结果表明,基于法向过载动态平衡的攻角设计方法可有效降低再入法向过载峰值。文章的最后,对该方法的应用前景进行了展望。

关键词：亚轨道飞行器再入飞行法向过载动态平衡攻角设计

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带助推飞行器的弹道优化方法

带助推飞行器的弹道优化方法

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作者：刘飞哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

弹道导弹或助推火箭等飞行器发射段的飞行过程,可以看成是带助推飞行器的上升段运动。为了使飞行器在进入预定轨道时刻具有某一特定的高度与速度,需要对上升段弹道进行优化设计。优化过程中,一般需要对射程、时间或燃料消耗等指标进行规... 详细信息

弹道导弹或助推火箭等飞行器发射段的飞行过程,可以看成是带助推飞行器的上升段运动。为了使飞行器在进入预定轨道时刻具有某一特定的高度与速度,需要对上升段弹道进行优化设计。优化过程中,一般需要对射程、时间或燃料消耗等指标进行规划,从而找到一条满足飞行任务并且使性能指标达到最优值的弹道。由于飞行过程中存在各种摄动因素,因此如何对弹道进行修正从而抑制干扰带来的影响是需要研究的问题。因此,本文将围绕上升段弹道优化以及摄动制导这两大问题展开研究。首先,建立了上升段带助推飞行器的运动模型,介绍了几种坐标系的定义以及它们之间的转换关系。通过对飞行过程中受到的各种力进行分析,推导飞行器三自由度运动学与动力学方程。基于本问题的特点,给出了多级助推过程中质量变化模型。上升段模型的建立,为后面的研究提供了基础和依据。其次,重点研究了上升段轨迹优化方法。优化策略选择了数值方法中的高斯伪谱法,利用该方法对上升段运动过程进行了离散处理。基于程序攻角的设计规则与选取原则,结合飞行器的飞行特点,设计了攻角飞行方案。利用伪谱法进行寻优求解得到了满足约束的解向量,即攻角变化曲线。将得到的结果带入到飞行器运动方程中,得到优化弹道,并对解的合理性与最优性进行了分析。本文还给出了直接基于程序俯仰角的优化策略,将结果与基于攻角策略进行了对比分析。最后,研究了上升段具有摄动情况下,如何对弹道进行修正从而使得实际弹道更加接近标准弹道。采用实时解算导引系数的摄动制导方式,推导了导引系数的表达式,给出了对摄动偏差的修正结果。通过修正前后各状态量的对比,说明了摄动制导的合理性。

关键词：上升段弹道优化摄动制导攻角设计高斯伪谱法

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高速风洞测力试验不确定度评估方法研究及评估软件开发

高速风洞测力试验不确定度评估方法研究及评估软件开发

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作者：蔡蕾电子科技大学

学位级别：硕士

本论文选题来源于“工程实用的大攻角风洞试验技术及气动力问题研究”全国联合攻关课题的一个子项：高速大攻角常规测力试验不确定度评估方法研究及软件开发。本项研究的目的是提出相对完善的适用于大攻角范围的高速风洞测力试验不确定... 详细信息

本论文选题来源于“工程实用的大攻角风洞试验技术及气动力问题研究”全国联合攻关课题的一个子项：高速大攻角常规测力试验不确定度评估方法研究及软件开发。本项研究的目的是提出相对完善的适用于大攻角范围的高速风洞测力试验不确定度评估方法，并开发工程实用的评估软件系统。　　本文论述了以AGARD-AR-304为蓝本改进的高速风洞常规测力试验不确定度评估方法，该方法适用于大攻角范围的常规测力试验。AGARD-AR-304提供的不确定度评估方案仅对可以通过试验数据处理公式传播的不确定度进行了评估，还有部分不是通过试验数据处理公式传播的不确定度该文献没有说明。该文献估算不确定度的计算方法其实可归纳为一阶导数法，在方法上相对与风洞常规测力试验这样一个特殊的测量试验存在偏差。本项研究主要是在不确定度评估内容和不确定度估算方法上进行了必要的补充和修正。　　论文还详细说明了高速风洞测力试验不确定度评估软件的开发和使用，该软件采用Matlab7开发，集成了试验现场的数据处理，方便实时的进行不确定度评估，可以有效地辅助试验现场数据分析，保证试验质量。

关键词：高速风洞测力试验攻角设计不确定度评估软件开发

来源：评论

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垂发超近程导弹弹道优化设计

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现代防御技术 2018年第2期46卷 39-44页

作者：马璐孙瑞胜南京理工大学能源与动力工程学院江苏南京210094

垂发超近程导弹弹道优化设计是通过设计飞行攻角和发动机推力参数使得导弹性能指标达到最优或次优。针对超近程导弹垂直发射的特点给出发动机推力的分段准则,设计导弹初始飞行状态、飞行过程状态和终端弹道状态参数等约束条件,建立导弹... 详细信息

垂发超近程导弹弹道优化设计是通过设计飞行攻角和发动机推力参数使得导弹性能指标达到最优或次优。针对超近程导弹垂直发射的特点给出发动机推力的分段准则,设计导弹初始飞行状态、飞行过程状态和终端弹道状态参数等约束条件,建立导弹运动学模型和多约束条件下弹道优化模型。基于hp-伪谱法将弹道优化问题转变成非线性规划问题。最后将优化方案所得的结果和遗传算法的优化结果进行对比分析验证优化方案的合理性。仿真结果表明可为垂发超近程导弹弹道设计提供参考。

关键词：垂直发射超近程导弹攻角设计发动机推力设计多约束弹道优化 hp-伪谱法

来源：评论

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