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返回舱弹道重建与黑障区弹道再现研究

宇航学报 2004年第6期25卷 595-599,615页

作者：汪清和争春方方万宗国中国空气动力研究与发展中心绵阳621000 中国空间技术研究院北京100086

对于飞船返回舱,黑障区弹道再现是再入飞行试验气动分析工作的重要环节。利用舱上测量数据和有限的雷达测量数据重构飞行弹道,是黑障区弹道再现的有效方法。本文建立了返回舱弹道重建的数学模型,包括运动学模型、观测模型、测量误差模型... 详细信息

对于飞船返回舱,黑障区弹道再现是再入飞行试验气动分析工作的重要环节。利用舱上测量数据和有限的雷达测量数据重构飞行弹道,是黑障区弹道再现的有效方法。本文建立了返回舱弹道重建的数学模型,包括运动学模型、观测模型、测量误差模型,从而将返回舱弹道重建问题转化为一个非线性动态系统的参数辨识问题。给出了基于极大似然判据和Newton Raphson迭代的弹道重建算法。对某飞船返回舱的飞行试验数据进行了计算和分析,结果证实了弹道重建数学模型的正确性和算法的可行性。通过弹道重建,不仅再现了黑障区的弹道,而且提供了可靠的、完整的弹道数据。

关键词：飞船返回舱再人飞行弹道重建极大似然准则黑障区

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飞行器RCS控制力矩辨识方法研究

空气动力学学报 2011年第2期29卷 252-256页

作者：和争春何开锋空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

对于依靠RCS(反作用控制系统)进行控制的返回舱等跨大气层飞行器,如何获得其在真实飞行条件下RCS的控制力矩一直是一个难题。本文提出了采用系统辨识技术得到RCS控制力矩的思路,研究建立了基于最大似然准则和牛顿-拉夫逊迭代算法的参数... 详细信息

对于依靠RCS(反作用控制系统)进行控制的返回舱等跨大气层飞行器,如何获得其在真实飞行条件下RCS的控制力矩一直是一个难题。本文提出了采用系统辨识技术得到RCS控制力矩的思路,研究建立了基于最大似然准则和牛顿-拉夫逊迭代算法的参数辨识算法模型。仿真辨识及对某飞船返回舱实际飞行数据的辨识结果表明,本文建立的方法是有效的,利用其能够对飞行器的气动力矩和RCS控制力矩同时进行有效辨识。

关键词：飞行器系统辨识 RCS控制力矩气动力矩最大似然准则

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飞行器静稳定裕度定义方法研究

空气动力学学报 2004年第2期22卷 245-248页

作者：和争春汪清何开锋蔡金狮西北工业大学航天工程学院陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

本文研究了对于飞行器如何更加合理地定义其静稳定裕度的问题。常用的静稳定裕度定义为无量纲化的质心位置与气动焦点之间的距离,这种定义对于常见的高升阻比的飞机导弹等飞行器是适用的,然而对于一些非常规飞行器,例如载人飞船返回舱... 详细信息

本文研究了对于飞行器如何更加合理地定义其静稳定裕度的问题。常用的静稳定裕度定义为无量纲化的质心位置与气动焦点之间的距离,这种定义对于常见的高升阻比的飞机导弹等飞行器是适用的,然而对于一些非常规飞行器,例如载人飞船返回舱这类大钝头大配平攻角阻力体,这种定义在反映其静稳定程度上存在一定的问题。本文举例说明了这个定义存在缺陷,指出定义静稳定裕度时不能只考虑升力变化的影响,而是应该根据气动合力的变化来进行综合考虑。提出了新的比较完备的静稳定裕度定义方法,指出常用的静稳定裕度定义方法是本文提出的定义方法在特定情况下的表述,并举例说明了本文定义具有更加广泛的适用性。

关键词：飞行器静稳定裕度定义方法气动合力风轴系体轴系气动参数

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飞船返回舱跨声速全局稳定性研究

飞行力学 1999年第3期17卷 34-38页

作者：何开锋和争春中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

根据国内外在飞船返回舱这类短钝飞行器的亚、跨声速风洞试验中都发现了极限环振动形态这一问题，利用全局稳定性分析和数字仿真方法，研究了返回舱在跨声速和高亚声速飞行时的动稳定性，得到与风洞试验类似的结果，即返回舱处于极... 详细信息

根据国内外在飞船返回舱这类短钝飞行器的亚、跨声速风洞试验中都发现了极限环振动形态这一问题，利用全局稳定性分析和数字仿真方法，研究了返回舱在跨声速和高亚声速飞行时的动稳定性，得到与风洞试验类似的结果，即返回舱处于极限环振动形态。因此，在返回舱再入亚、跨声速飞行段，为保证飞行安全，采用有效和可靠的姿态控制系统来控制和减缓动不稳定影响是必需的。

关键词：返回舱动稳定性全局稳定性数字仿真飞船

过载限制条件下升力体再入大气层弹道优化设计

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弹道学报 2007年第2期19卷 8-12页

作者：和争春何开锋朱国林中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所四川绵阳621000

研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的... 详细信息

研究了升力体航天器再入大气层的弹道优化设计问题,提出了过载约束条件下再入弹道的优化设计思路,给出了最优弹道随高度变化的绕速度轴滚转角大小的计算方法.算例表明,从过载变化规律、高度变化规律及再入飞行总时间方面看,该文提出的弹道优化设计方法明显优于传统的设计方法.

关键词：升力体航天器再入大气层优化设计过载约束

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高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

实验流体力学 2011年第5期25卷 99-104页

作者：何开锋汪清钱炜祺和争春中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一。笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述。介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速... 详细信息

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一。笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述。介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势。同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况。

关键词：高超声速飞行器气动力参数辨识气动热参数辨识

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远程弹头机动突防方案初步研究

飞行力学 2003年第3期21卷 32-35,40页

作者：和争春何开锋西北工业大学航天工程学院陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心总体技术部四川绵阳621000

提出了战略弹头机动突防的思想,研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法,通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能,并指出采用这种方案后,通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落... 详细信息

提出了战略弹头机动突防的思想,研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法,通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能,并指出采用这种方案后,通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落点精度。

关键词：导弹防御系统拦截弹机动空防弹头

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跨大气层飞行器气流参数的测量与估计方法

载人航天 2004年第2期 31-35+50页

作者：汪清何开锋和争春中国空气动力研究与发展中心

本文介绍了跨大气层飞行器常用的几种气流参数测量和估计方法,包括探测管式气流参数测量方法、气流参数估计方法、气流参数补偿滤波法、嵌入式气流参数测量方法,特别是对新近发展、在航天领域有巨大应用前景的嵌入式气流参数系统(FADS)... 详细信息

本文介绍了跨大气层飞行器常用的几种气流参数测量和估计方法,包括探测管式气流参数测量方法、气流参数估计方法、气流参数补偿滤波法、嵌入式气流参数测量方法,特别是对新近发展、在航天领域有巨大应用前景的嵌入式气流参数系统(FADS)进行了比较详细的阐述。最后,对各种气流参数测量和估计方法进行了简要的评述,并对我国跨大气层飞行器气流参数系统测量方法的发展提出了建议。

关键词：飞行器气流参数测量系统气流参数估计方法

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高速自旋飞行器气动参数辨识

空气动力学学报 2004年第1期22卷 1-6页

作者：汪清万宗国钱炜祺和争春蔡金狮中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

根据高速自旋飞行器运动的特点,发展了气动参数辨识的一种数学模型,辨识参数包括静态气动导数、气动阻尼导数和马格努斯力矩导数等。仿真算例证实了该数学模型的有效性。应用该数学模型分析处理了某高速自旋飞行器的飞行试验数据,辨识... 详细信息

根据高速自旋飞行器运动的特点,发展了气动参数辨识的一种数学模型,辨识参数包括静态气动导数、气动阻尼导数和马格努斯力矩导数等。仿真算例证实了该数学模型的有效性。应用该数学模型分析处理了某高速自旋飞行器的飞行试验数据,辨识获得了其主要气动参数,并分析了若干常见误差源对气动参数辨识结果的影响。

关键词：自旋飞行器气动参数马格努斯效应参数辨识气动导数