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再入覆盖区域面积计算的一种球面矢量方法

弹箭与制导学报 2022年第1期42卷 5-8页

作者：淡鹏石峰王丹王奥宇航动力学国家重点实验室西安710043 西安卫星测控中心西安710043

针对航天器升力式再入返回地球过程中地面再入区域面积及其进入目标区域部分面积计算的实际工程需求,将平面多边形面积计算中常用的有向面积概念扩充到球面之上,给出了一种考虑球面形状的面积计算方法,计算结果表明该方法是可行的,并归... 详细信息

针对航天器升力式再入返回地球过程中地面再入区域面积及其进入目标区域部分面积计算的实际工程需求,将平面多边形面积计算中常用的有向面积概念扩充到球面之上,给出了一种考虑球面形状的面积计算方法,计算结果表明该方法是可行的,并归纳出了该方法的优缺点及使用建议。研究结果对航天器再入区域相关计算有一定的参考意义。

关键词：再入区域面积覆盖球面三角形再入

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再入飞行器沉浮特性近似解析及应用

航空学报 2017年第10期38卷 33-44页

作者：顾杰张曙光杨帆王保印北京航空航天大学交通科学与工程学院北京100083 成都飞机设计研究所成都610091

采用基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法的再入飞行器,从初始下降段到平衡滑翔段过渡或出现较大预测偏差时易产生沉浮振荡,且随着近年来所研究飞行器升阻比的增加,沉浮振荡更加明显,从而引起了研究者对高超声速沉浮特性的... 详细信息

采用基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法的再入飞行器,从初始下降段到平衡滑翔段过渡或出现较大预测偏差时易产生沉浮振荡,且随着近年来所研究飞行器升阻比的增加,沉浮振荡更加明显,从而引起了研究者对高超声速沉浮特性的重新审视。首先,通过三阶纵向动态方程及平衡滑翔条件推导出了形式简洁、能直观表达主要影响因素的再入飞行器高超声速沉浮特性近似解。在此基础上,分析发现高超声速沉浮阻尼特性随高度的变化规律主要由轨道速度比和沉浮修正参数主导,澄清了以往对大气密度梯度参数影响的猜测。最后,推导出再入轨迹振荡抑制器设计的近似解析关系,进一步完善了基于平衡滑翔的数值或解析预测-校正再入制导方法,仿真验证表明该方法能够有效抑制再入轨迹的沉浮振荡。

关键词：再入高超声速飞行器沉浮阻尼解析解

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再入快速抵达轨迹优化设计方法

国防科技大学学报 2019年第6期41卷 39-43页

作者：庄学彬张耀磊谢泽兵王玉林中山大学系统科学与工程学院广东广州510275 中国航天科技集团有限公司第一研究院研究发展中心北京100076

针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+... 详细信息

针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+倾侧角变化规律以显著降低终端飞行速度,同时满足终端高度、终端航向角、最大动压、最大热流等约束条件。该方法能够提升传统升力体飞行器再入快速到达能力并拓展其应用范围。仿真结果表明,在典型飞行器参数和较大初始再入速度条件下,全程飞行时间小于12 min,终端速度能够小于7Ma,横向机动距离超过800 km。

关键词：再入快速抵达轨迹优化设计

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再入飞行器流场热辐射输运解算方法库研究

工程热物理学报 2017年第9期38卷 1972-1979页

作者：王京盈郝佳傲杜广生李椿萱山东大学能源与动力工程学院济南250061 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

基于若干热辐射输运求解方法的一维辐射平衡和温度间断算例结果的对比分析,提出了一个由离散坐标法、P_1近似和光学厚度极限近似构建的热辐射输运解算方法库,该方法库可与再入飞行器热化学非平衡流场控制方程实现有效耦合模拟。利用该... 详细信息

基于若干热辐射输运求解方法的一维辐射平衡和温度间断算例结果的对比分析,提出了一个由离散坐标法、P_1近似和光学厚度极限近似构建的热辐射输运解算方法库,该方法库可与再入飞行器热化学非平衡流场控制方程实现有效耦合模拟。利用该方法库模拟了60 km高空、马赫数35的球头算例,计算表明热辐射对高温流场具有显著的"冷却"作用;辐射传热与对流传热水平相当,流场非耦合热辐射计算的辐射热流将高出耦合计算值27%,此类飞行条件下的数值模拟研究应当考虑热辐射耦合效应。

关键词：热辐射高超声速气动热再入

采用PWPF调节器的再入飞行器最优控制分配方法

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国防科技大学学报 2018年第4期40卷 74-79页

作者：王涛曹晓瑞张洪波汤国建国防科技大学空天科学学院湖南长沙410073 中国人民解放军32032部队北京100094 中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

针对具有反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)和气动舵两类控制机构的再入飞行器,提出一种基于脉宽脉频(Pulse-Width Pulse-Frequency,PWPF)调节器的最优控制分配方法。将RCS的输入信号转化为连续变化量,RCS与气动舵的控制分... 详细信息

针对具有反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)和气动舵两类控制机构的再入飞行器,提出一种基于脉宽脉频(Pulse-Width Pulse-Frequency,PWPF)调节器的最优控制分配方法。将RCS的输入信号转化为连续变化量,RCS与气动舵的控制分配问题被描述为二次规划问题,并采用有效集方法对其求解。采用离散法和PWPF调节器将优化结果转化为RCS的开关机状态。与混合整数规划问题相比,连续二次规划问题更容易求解,计算速度更快。通过对二次规划问题的重构,该算法能有效地应对故障情况。

关键词：再入控制分配二次规划脉宽脉频调节器气动舵反作用控制系统

采用ESO补偿的再入飞行器姿态预测控制方法

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系统工程与电子技术 2018年第7期40卷 1554-1559页

作者：王涛张洪波汤国建国防科技大学航天科学与工程学院湖南长沙410073 中国人民解放军32032部队北京100094

针对飞行器再入姿态运动设计了一种基于扩张状态观测器(extended states observer,ESO)的预测控制方法。为了降低系统的阶数,将姿态系统分成姿态角子系统和姿态角速率子系统,分别设计控制器。采用动态逆方法将运动方程线性化,并基于此... 详细信息

针对飞行器再入姿态运动设计了一种基于扩张状态观测器(extended states observer,ESO)的预测控制方法。为了降低系统的阶数,将姿态系统分成姿态角子系统和姿态角速率子系统,分别设计控制器。采用动态逆方法将运动方程线性化,并基于此推导了解析的最优预测控制律。为了提高控制器的精度和鲁棒性,采用ESO对模型误差和不确定扰动进行估计,并在预测控制律中进行补偿。最后证明了算法的稳定性。通过六自由度仿真分析,验证了控制方法的良好性能。

关键词：再入姿态预测控制扩张状态观测器动态逆

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变质心再入弹头螺旋机动突防弹道设计

航空学报 2016年第5期37卷 1484-1493页

作者：王林林于剑桥王亚飞北京理工大学宇航学院北京100081 江苏自动化研究所连云港222006

为提高高超声速变质心再入弹头的突防能力,设计了一种基于主动螺旋机动的突防弹道。在建立变质心弹头动力学模型和弹目运动学模型的基础上,引入新的控制变量,通过控制质量块的偏移位置,将速度矢量和弹目连线的夹角控制在固定值并且使速... 详细信息

为提高高超声速变质心再入弹头的突防能力,设计了一种基于主动螺旋机动的突防弹道。在建立变质心弹头动力学模型和弹目运动学模型的基础上,引入新的控制变量,通过控制质量块的偏移位置,将速度矢量和弹目连线的夹角控制在固定值并且使速度矢量绕弹目连线以一定转速旋转来实现螺旋机动。在实现螺旋机动的基础上,推导了弹体处于螺旋机动状态下的螺旋机动半径和稳态脱靶量均方根的解析解。六自由度弹道仿真表明,所设计的突防方案使再入弹头能够进行有效的螺旋机动,通过合理控制机动幅度大小,可以在实现螺旋机动突防的同时保证较高的命中精度。

关键词：螺旋机动高超声速飞行器变质心控制突防再入

火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨

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北京航空航天大学学报 2019年第4期45卷 787-795页

作者：刘方彬袁军娅北京航空航天大学宇航学院北京100083 深圳易信科技股份有限公司深圳518000

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验... 详细信息

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。

关键词：火星高超声速风洞再入相关性气动力气动热

高超声速再入飞船气体热辐射计算边界虚网格方法

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航空动力学报 2017年第8期32卷 1827-1834页

作者：郝景科艾邦成吕俊明张亮中国航天科技集团公司中国航天空气动力技术研究院北京100074

针对再入飞行器激波层辐射加热,应用有限体积法计算辐射传输方程,引入了一种边界处理方式——虚网格方法,根据化学非平衡流场数据,计算出飞行器表面辐射加热热流。通过分析发现:采用虚网格方法处理辐射传输边界,能够确保真正的边界条件... 详细信息

针对再入飞行器激波层辐射加热,应用有限体积法计算辐射传输方程,引入了一种边界处理方式——虚网格方法,根据化学非平衡流场数据,计算出飞行器表面辐射加热热流。通过分析发现:采用虚网格方法处理辐射传输边界,能够确保真正的边界条件得到应用,满足真实的物理意义,且辐射传输计算的空间网格、立体角网格、初始温度值的收敛性很好,计算结果精度误差小于2.5%。利用虚网格方法计算飞船再入返回时的辐射加热,结果表明计算所得壁面辐射热流与其他研究者辐射热流计算结果符合良好。

关键词：高超声速再入辐射加热虚网格辐射传输方程有限体积法