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空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

弹道学报 2023年第1期35卷 20-25页

作者：李飞杨锐闵昌万张广勇吕艳郜义蒙北京宇航系统工程研究所北京100076

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷... 详细信息

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考;从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。

关键词：空射运载火箭穿越距离轨迹优化

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测压孔径对下沉安装压力传感器测量的影响

航空学报 2018年第12期39卷 17-25页

作者：姚世勇闵昌万中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076

对于高超声速飞行试验,飞行器在飞行过程中产生的气动加热会使其表面安装的传感器烧坏并导致试验测量失败。传感器下沉安装可以避免其与飞行器周围的高温气体直接接触,减轻传感器的热载荷。采用下沉安装传感器的方式对高超声速边界层的... 详细信息

对于高超声速飞行试验,飞行器在飞行过程中产生的气动加热会使其表面安装的传感器烧坏并导致试验测量失败。传感器下沉安装可以避免其与飞行器周围的高温气体直接接触,减轻传感器的热载荷。采用下沉安装传感器的方式对高超声速边界层的脉动压力进行了试验测量,研究了测压孔径对脉动压力特性的影响。结果表明,随着孔径增大,脉动压力强度减小,流场相关性增强。传感器下沉安装会引起空腔流动,随着孔径的增大,空腔流动对脉动压力测量的影响降低。在频带10～20kHz范围内,测压孔径仅仅影响脉动压力强度,在频带1～10kHz范围内,测压孔径对脉动压力波形周期的影响更为显著。非线性耦合将能量由高频小尺度向低频大尺度传递,导致发生自相互作用和非线性相位耦合的流动结构趋向低频,随着孔径增大,非线性相位耦合消失。此外,孔径越大,不同尺度结构的能量分布与齐平安装的相似性越高。

关键词：测压孔径下沉安装高超声速脉动压力风洞试验

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高速飞行器尾部观星窗口选择研究

航空兵器 2021年第5期28卷 1-6页

作者：闵昌万苗萌中国运载火箭技术研究院北京100076 空间物理重点实验室北京100076 西安电子科技大学西安710126

临近空间高速飞行器采用星光导航技术可有效提升自主导航能力。星光制导受到流场内高温气体发光的干扰,为实现有效观星,需要研究高速飞行器尾流场高温气体光辐射特性,将星敏器安装于高温气体发光较弱的位置,即选择观星窗口。本文针对典... 详细信息

临近空间高速飞行器采用星光导航技术可有效提升自主导航能力。星光制导受到流场内高温气体发光的干扰,为实现有效观星,需要研究高速飞行器尾流场高温气体光辐射特性,将星敏器安装于高温气体发光较弱的位置,即选择观星窗口。本文针对典型高速飞行器气动外形,采用数值仿真方法计算得到了高温高速流场及其光辐射特性,基于高速飞行器尾部流场的特点,对高温气体在可见光波段内的光辐射特性进行了分析研究,揭示了飞行器尾部流场辐亮度的分布规律,选取了最优观星方向,为高速飞行器观星方案设计提供了有力支撑。结果表明:最合适的观星窗口并不是通常认为的背风区,而是飞行器水平位置附近。

关键词：高速飞行器星光制导观星窗口高温附面层光谱导航技术

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高超末段机动突防/精确打击弹道建模与优化

北京航空航天大学学报 2018年第3期44卷 556-567页

作者：李静琳陈万春闵昌万北京航空航天大学宇航学院北京100083

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加... 详细信息

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加约束限制拦截弹按照比例导引律飞行。根据飞行任务和交战双方的弹道特点分段,结合各段的任务和特性,分别提出了突防性能指标和精确打击性能指标等,并通过加权函数将各个独立、矛盾的性能指标统一,建立了多对象、多段、多约束机动突防弹道优化模型,采用Radau多段伪谱法(MRPM)进行求解。针对该问题求解的初值敏感、可行域窄等问题,提出了一系列弹道优化策略,提高了收敛速度和求解精度,最终获得了最优机动弹道,并通过协态映射原理对其最优性进行了验证。结果表明,该方法能充分发挥高超声速飞行器的机动能力,获得满足落点精度要求的突防弹道,相对已有方法,将脱靶量提高了1~2个量级。灵敏度分析表明,该弹道对拦截弹的发射时间不敏感。

关键词：机动突防拦截优化策略最优性条件灵敏度分析

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军用飞行器航迹规划综述

飞行力学 1998年第4期16卷 14-19页

作者：闵昌万袁建平西北工业大学

介绍了军用飞行器航迹规划的基本概念、航迹规划与任务规划的关系、国内外研究现状、存在的问题。论述了航迹规划的基本要求，如导航要求、突防要求、飞行器性能要求及战略和战术要求。最后分析了航迹规划需要解决的威胁建模、航迹规划... 详细信息

介绍了军用飞行器航迹规划的基本概念、航迹规划与任务规划的关系、国内外研究现状、存在的问题。论述了航迹规划的基本要求，如导航要求、突防要求、飞行器性能要求及战略和战术要求。最后分析了航迹规划需要解决的威胁建模、航迹规划算法和轨迹跟踪控制等关键技术。

关键词：航迹规划任务规划轨迹跟踪控制飞行器

飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响

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宇航学报 2018年第5期39卷 491-499页

作者：姚世勇闵昌万马祎蕾杨攀中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076

研究了飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了来流Ma=6,半锥角为7°的钝锥在飞行高度20~40 km条件下的基本流场,利用线性稳定性理论(LST)研究了飞行高度对钝锥边界层流动稳定性... 详细信息

研究了飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了来流Ma=6,半锥角为7°的钝锥在飞行高度20~40 km条件下的基本流场,利用线性稳定性理论(LST)研究了飞行高度对钝锥边界层流动稳定性的影响,最后采用e^N方法进行了转捩预测。研究发现,随着飞行高度的增加,流向不稳定N_s值和横流不稳定N_(cf)值均减小,由横流不稳定性引起的圆锥表面大部分区域转捩逐渐转变为流向扰动引起迎风面转捩横流扰动引起背风面转捩,继而横流扰动消失,流向不稳定波引起迎风面转捩。

关键词：钝锥边界层飞行高度转捩 e^N方法

高超声速飞行器纵向大攻角非线性失稳分析与控制

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航空学报 2016年第S1期37卷 80-90页

作者：苏二龙罗建军闵昌万西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室西安710072 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和... 详细信息

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。

关键词：高超声速飞行器纵向大攻角飞行分岔突变非线性失稳非线性控制

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巡航导弹航向规避弹道的优化设计

飞行力学 1997年第4期15卷 84-88页

作者：闵昌万袁建平西北工业大学

航向规避弹道的设计可视为一个多约束的优化问题。对此，通过选择导弹到达每个航路点的时间，用两点约束问题代替多点约束问题，得出了控制能量最优解，并分析了弹道特性。计算结果表明，弹道曲线在不超出导弹可用过载的前提下，通过所... 详细信息

航向规避弹道的设计可视为一个多约束的优化问题。对此，通过选择导弹到达每个航路点的时间，用两点约束问题代替多点约束问题，得出了控制能量最优解，并分析了弹道特性。计算结果表明，弹道曲线在不超出导弹可用过载的前提下，通过所有航路点，并满足落点要求。该方法可用于航迹规划研究。

关键词：巡航导弹威胁回避弹道优化航迹规划

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发动机喷流对火箭气动特性影响

气体物理 2022年第5期7卷 38-49页

作者：任一鹏郑晨闵昌万北京宇航系统工程研究所北京100076 中国运载火箭技术研究院北京100076

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显... 详细信息

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。

关键词：发动机喷流火箭气动特性空气舵控制特性