基于平衡流场的再入飞行器电磁散射特性分析

针对高速再入飞行器穿过大气层时产生冗长等离子尾流的特点,综合利用真实气体效应情况下等离子体流场计算方法和移位算子时域有限差分电磁散射建模方法。首先由再入飞行器相关参数得到其周围非均匀等离子体流场的分布情况,然后据此建立含等离子体尾流目标的电磁散射模型。以锥球形目标为例,计算和分析了以零攻角再入时的低频电磁散射特性。结果表明,当飞行器再入速度较高时,等离子体尾流在低频段将显著增强其后向散射,有利于低频雷达探测再入目标。     

红外电视光学系统设计

由两个二次曲面反射镜组成的全波段光学系统,广泛地应用于地面与宇宙空间各种红外辐射计、红外跟踪器、可见与红外电视摄象系统及遥感测量系统中。如设立在美国白沙靶场及夸贾林岛的再入测量系统,简称     

潘兴Ⅱ导弹静态飞行试验计划

本文论述再入飞行器末制导的鉴定和试验中所遇到的技术因素,并专门叙述了目前潘兴Ⅱ计划中所用的建立静态试验环境的方法,此试验环境精确地模拟了以各种各样的实际目标为背景的再入条件。鉴定中的制导技术包括惯性法和惯性系统与雷达区域相关相结合的方法。 所研究的系统使用为特定目标区域绘制的预存地形图。在再入段,实时雷达特征信号与预存图相关,因而可确定飞行器位置的精确误差数据。弹上数字计算机用这些“修改了的”位置数据校正中段惯性导航阶段所累积的误差,从而进行飞行器终端控制,其精度比纯惯性制导所达到的要高得多。 试验台技术需要有试验飞行器上的连续实时三维位置数据。这是通过在目标区域中设置C波段测距系统和使用制导计算机剩余容量来实现的。因而,位置数据的连续计算所能达到的精度足可作为所鉴定系统的校正基准。其它特殊性能包括能以足够的能见度对飞行过程进行弹上录象(带宽可达6兆赫)和脉冲控制调制记录,以便有可能在地面试验中进行飞行后“再现”。 在飞行试验系列中采用了旋翼和固定翼两种试验台。最初的飞行试验是在CH—47直升飞机上进行的,目的是测量固定高度上航向和目标改变时的性能。高空飞行是用FJ4B喷气式飞机从离地面40000英尺处以45°—90°的角俯冲飞行完成的。迄     

临近空间飞行器再入制导可视化仿真

在临近空间飞行器再入制导系统研制过程中,需要通过可视化仿真对飞行器再入制导系统进行验证、分析及演示。给出再入飞行的假设条件,建立飞行器再入质心动力学及运动学模型。在此基础上,给出一种基于Matlab与卫星仿真工具包(Satellite Tool Kit-STK)交互的再入制导可视化仿真方案,给出再入飞行数据的输入格式定义。针对给定的临近空间飞行器及假定的再入任务,对再入制导进行可视化仿真,得到相应的可视化仿真结果,对结果进行说明。     

单滑块变质心再入飞行器分岔特性

基于非线性动力学模型,给出了单滑块变质心再入飞行器的平衡点及其稳定性随滑块偏移距离的变化规律,得到了系统分岔图,并在此基础上求解了典型条件下各吸引子的吸引域。结果表明滑块偏移距离对再入飞行器的平衡点数量及稳定性具有明显的影响,同时初始飞行条件对飞行器的最终收敛状态也具有重要的影响,不合适的初始条件有可能导致飞行器被锁定在不期望的平衡点或极限环中,从而引起失速或失控等问题。此外,通过分析不同系统参数下的分岔图变化规律,总结了再入飞行器结构及气动参数对系统分岔特性的影响,进而为系统参数的设计提供了参考。     

简讯

美国将建成Tradex和Altair 雷达多基地系统 美林肯实验室的科学家将于今年4月28日至30日在华盛顿举行国际雷达会议上,介绍不久即将完成的高功率Tradex和Altair雷达改成多基地系统的情况。此多基地系统将大大改善再入飞行器的位置和速度测量精度,估计位置测量误差小于4米,速度测量误差小于0.1米/秒。该系统使用两个d波段的Tradex的接收基地和一个超高频波段Altair的接收基地。     

再入飞行器的捷联制导工具误差分段补偿研究

针对再入飞行器的捷联惯性仪表误差模型不能满足“天地一致性”,导致了在地面试验环境下标定的仪表误差模型不是真实飞行环境下的误差模型。提出了按照再入飞行器的纵向过载变化大小对惯性仪表误差进行分段辨识和分段补偿的方法,以提高再入飞行器的制导精度。最后通过计算机仿真试验验证了此方法的正确性,为实际应用提供了理论依据。     

高速再入飞行器的鲁棒自动驾驶仪设计

针对高速再入飞行器的自动驾驶仪设计问题,基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计BTT飞行器姿态控制系统的鲁棒控制器,完成对于制导信号的快速跟踪。本设计的鲁棒镇定器是一个不随滚动角速度变化也无需切换的定常反馈镇定律,结构简单,便于工程实现。通过分析高速再入飞行器的特点,给出了简单可行的控制方案。将所设计的控制器应用于飞行器非线性模型进行了六自由度仿真试验。仿真时考虑了系统执行机构的时滞和饱和特性。仿真结果验证了所设计的控制器的有效性。     

基于GNSS散射信号陆地高度计的建模与分析

全球卫星导航系统(Global Navigation Satellite System,GNSS)的散射信号作为一项新的遥感技术日益受到关注,目前已经成功的应用到海洋高度测量中,但由于陆地表面特性复杂,使基于GNSS的陆地表面高度计的设计一直是个难点.根据GPS信号的特点,推导了GPS地面散射回波信号的数学方程,建立了能反映陆地表面特性的GNSS-R双站雷达模型,从而设计了以GPS卫星作为照射源,接收机置于飞行器上,利用GPS散射信号测量陆地上空飞行器高度的仿真系统.通过对仿真结果的分析,验证了模型的有效性,也为后续的GNSS-R陆地高度计的优化设计提供了依据.     

大气环境中的亚轨道飞行器再入轨迹仿真

针对亚轨道再入飞行器的高精度轨迹仿真问题,采用了国际上最新的NRLMISISE00大气模式、HWM93水平风场建立了大气参数模拟系统,比较分析了不同模式下影响飞行器运动特性的各种大气参数的区别;利用查普曼公式建立了大气环境中亚轨道再入飞行器的运动方程;结合美国X-33演示验证实验样机,仿真分析了各种大气参数对亚轨道再入飞行器运动参数的影响.研究表明,大气环境对于再入飞行器的影响不容忽略,在实际应用中应该根据具体的任务需求来选择合理的大气模型.     

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

基于扰动大气模型的乘波构型飞行器再入弹道仿真

作者在半速度坐标系建立临近空间乘波构型再入飞行器质心动力学方程,将地球扰动大气模型应用于飞行器再入弹道分析,讨论了再入点运动参数和飞行器设计参数对标准弹道的影响,完成了不同大气模型对飞行器再入弹道射程、高度、过载、热流特性影响的对比分析。仿真结果表明：大气模型的变化对临近空间乘波构型飞行器再入弹道终点高度、最大过载、最大热流、总吸热量等参数影响明显,飞行器总体、结构、热防护、导航、制导与控制等系统设计必须考虑大气参数变化的影响。     

双站散射具有映象不对称性、极化互换不对称性和极化互换下的映象对称性

不论其电特性如何,只要是平面对称的目标,在圆极化波照射下,其双站散射特性具有映象(reflection)不对称性、极化互换(reversal)不对称性和极化互换下的映象对称性。熟悉双站散射的这些特性,不仅对判读双站雷达的数据有用,并且易于解释偏焦反射天线特性中的退极化和波束偏离现象。另外,利用其对称性,既可以减少双站散射试验场和偏焦天线的测量次数,也可以减少理论推演或计算机计算所花的时间和费用。本文推导了映象不对称性、极化互换不对称性和极化互换下的映象对称性,并将这种对称关系和电磁互易原理相结合,以确定为表征目标散射特性所需的最少测量次数。     

利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹

为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解。通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者。此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。     

再入飞行器深度确定性策略梯度制导方法研究

为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足, 难以满足终端约束的问题, 在深度确定性策略梯度学习框架基础上, 通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练, 寻找不同环境影响条件下的最优动作网络, 以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划, 可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测, 满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明: 在满足终端高度约束的条件下, 最大终端剩余航程偏差小于500 m, 最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升, 算法计算量小, 具有较好的工程应用前景。     

基于伪谱方法的自适应鲁棒实时再入制导律研究

为了提高飞行器再入制导的鲁棒性和自适应性,将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题.在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒陛.在气动参数模型存在较大误差的情况下,依然能够取得较高的再入制导精度.它不需要显示增益调度和积分,并且在不同情况下控制结构和参数无需改变.     

基于DirectX的微型飞行器飞行仿真系统

介绍了一种运行在PC/Windows平台上的微型飞行器飞行实时仿真系统,该系统在VC 6.0编程环境下用DirectX开发。在飞行动力学和运动学仿真中,采用了六自由度全量非线性方程,以微型飞行器的风洞吹风实验数据为依据,考虑了螺旋桨的气动扭矩、陀螺力矩和尾流对微型飞行器的影响,精确地反映了微型飞行器的实际运动特性。应用此飞行仿真软件,除可以进行全面的飞行动力学分析外,还应用于微型飞行器的设计、试飞、侦察评估等方面。     

高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。     

简讯

美对先进再入飞行器进行飞行试验 美国防部先进弹道再入系统(ABRES)局去年12月用民兵Ⅰ助推器成功地进行了机动再入飞行器的第一次飞行试验,飞行器从范登堡空军基地向夸贾林岛发射,发射用的助推器发生过问题。此飞行器的外形接近实战外形,其三轴全自主惯性制导系统有一数字计算机。     

捷联惯性控制器半实物仿真

介绍了多机、多任务、实时再入飞行器捷联惯性控制器半实物仿真测试平台的构建,以及相关的建模与仿真技术,其中包括飞行力学环境建模与再入飞行轨迹参数的生成、捷联惯性传感器建模与输出信息模拟、半实物仿真系统实时调度算法。通过仿真实验在此平台上实现了对再入飞行器捷联惯性控制器的性能测试与检验,为再入飞行器捷联惯性控制器的研制提供了技术支持。