再入

摘要： 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。

摘要： 降落伞回收系统关系到航天器安全着陆的成败,必须确保可靠工作。将降落伞回收系统的工作过程归纳为开伞控制、弹射分离、拉直、充气、稳降、多级伞工作转换、群伞同步工作、备份降落伞切换、转换吊挂、吊挂物分离、着陆后工作等11个典型工作环节。结合这些工作环节,对国内外降落伞回收系统的典型故障进行了梳理和分析,可为航天器降落伞回收系统的研制提供参考。

摘要： 这种平底在专业上被称为钝形迎风面,钝体再入可使飞行时产生的强大激波出现在飞行器底部前,形成一道护盾,减少航天器其他部位的加热效应。相比之下,钝体再入比尖锐的物体更有利于解决气动加热的防护问题。

摘要： 针对再入飞行器烧蚀热防护系统烧蚀与瞬态温度耦合响应预测问题,提出了一体化计算方法,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供包括气动热、烧蚀后退、瞬态温度响应在内的动态响应预测依据.该方法采用Sutton-Graves和Tauber-Sutton理论计算驻点的对流热流和辐射热流,通过表面能量平衡整合具有较高精度的烧蚀模型,并通过Landau变换简化烧蚀后退带来的节点删除过程并保证空间离散精度,最后求解瞬态有限差分热传导方程获得烧蚀热防护系统的热环境、烧蚀过程和温度响应.通过对比计算碳-碳材料钝头体地球再入过程和酚醛浸渍基碳烧蚀体(PICA)材料电弧风洞烧蚀模拟,对该方法对于不同材料体系的适用性进行了验证.计算结果表明:对于密度较高的碳-碳材料,本文计算结果与经典的热平衡积分法吻合较好,偏差在7％以内;而对于低密度材料(如烧蚀性能对压力高度敏感的PICA材料),随着热流和压力的增大,预测偏差逐渐增大.所提出的方法实现了气动热、烧蚀、瞬态温度响应耦合过程的一体化计算,在保证精度的前提下实现快速计算分析,为再入飞行器烧蚀热防护设计提供依据.

摘要： 使用高斯伪谱法,研究了天基再入飞行器最远横向滑翔轨迹优化问题,针对轴对称飞行器动力学模型,提出了气动力建模方法。通过高斯伪谱法建立非线性优化问题并给出解析雅可比矩阵求解方法,在多种路径约束条件下,以横向滑翔距离为性能指标进行轨迹优化仿真。仿真结果表明此方法可以有效地解决天基再入飞行器最远横向滑翔轨迹优化问题。

摘要： 使用高斯伪谱法,研究了天基再入飞行器最远横向滑翔轨迹优化问题,针对轴对称飞行器动力学模型,提出了气动力建模方法.通过高斯伪谱法建立非线性优化问题并给出解析雅可比矩阵求解方法,在多种路径约束条件下,以横向滑翔距离为性能指标进行轨迹优化仿真.仿真结果表明此方法可以有效地解决天基再入飞行器最远横向滑翔轨迹优化问题.

摘要： 针对高超声速飞行器再入过程中存在航路点约束的问题,采用高斯伪谱法(GPM)求解了飞行器存在航路点约束的最优再入轨迹.给出了飞行器再入轨迹优化问题模型,并将航路点设为内点约束,选取总体飞行时间最短为最优性能指标,攻角和倾斜角作为控制量,终端状态受到位置和速度的约束.采用GPM将再入轨迹优化问题转换离散化为非线性规划问题,选取在各高斯点上的状态和控制变量作为优化参数.利用适合求解大型非线性规划问题的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,得到再入的最优轨迹.仿真结果表明,采用方法得到的再入轨迹准确经过航路点上空,且再入过程各状态满足约束条件.%To aim at the existence of waypoint during reentry course, the Gauss pseudo spectral method (GPM) was used to solve the reentry trajectory of the hypersonic vehicle with waypoint constraints. Firstly, the model of hypersonic aircraft reentry trajectory optimization control problem was established. Waypoints were taken as interior-point constraints, and the minimum flight time was chosen as optimal performance index, and angle of attack and bank was chosen as control variable. Terminal state variable constraints were position and velocity constraints. Then GPM was applied to change trajectory optimization problem into nonlinear programming problem (NLP), and the state variables and control variables were selected as optimal parameters at all Gauss nodes. At last, optimal reentry trajectory was solved by solving the NLP with the help of SNOPT. The simulation results indicate that the reentry trajectory obtained by this method flies over the waypoints exactly, and all states satisfies the constraints.

摘要： 为解决滑翔飞行器再入段受力复杂、非线性约束条件多、弹道设计难度大的问题,对平衡滑翔条件下的弹道解析关系进行分析.根据平衡滑翔的概念,通过简化的动力学微分方程,对滑翔飞行器再入段弹道影响因素进行分析,联合大气指数模型,推导出平衡滑翔条件下的弹道初始参数与速度、射程以及高度的解析关系,并进行仿真验证.仿真结果表明:更高的滑翔初速和最优的平衡滑翔初始入射角可以增加滑翔距离,不同高度再入时对射程影响不大.

摘要： 在再入段诸多影响导弹射击精度的误差源中,风的影响是一个相当重要的因素.本文在建立风场及风所引起干扰力的数学模型和仿真模型的基础上,通过仿真试验计算了风引起的导弹落点偏差,得出了风对弹道导弹射击精度影响的结论,为进一步提出误差修正方法提供了依据,对于提高导弹射击精度具有重要的意义.

摘要： 本文考虑地球自转建立了TAV再入轨迹的数学模型。基于TAV的特点和任务,分析了再入过程的各种约束条件,利用极大值原理得到再入轨迹优化模型,并利用罚函数法对约束条件进行处理。以再入过程中加热量和过载总作用最小作为性能指标,采用平行切线算法求解了两点边值问题。仿真分析表明,得到的最优轨迹满足各种约束条件,以较高的精度实现了安全的再入。最优轨道变化平缓,易于控制系统的实现。

摘要： 本文我们给出了一种改进型的再入式集成光学光纤陀螺方案,在保持再入式集成光学光纤陀螺低成本、高温度稳定性、小型化特点的条件下,通过偏振转换集成光学多功能器件TM10C的使用,有望消除光纤环多次再入的本征损耗,减小总光损耗,提高信噪比,并可实现无SOA(光放大器)的高灵敏度光纤陀螺系统.TM10C器件的主要元件已完成制作,性能指标达到了国际先进水平,位相市制器部分(PM)采用退火质子交换波导(APE),实现天然的高偏振特性;PS采用双模耦合方式实现偏振模分离,使TE模叉通,TM模直通;PT采用声光模转换器,实现TE和TM偏振模的相互转换,目前我们制作的PS偏振模分离比达到20dB;PT模转换效率达到99℅以上,声波功率小于20mw.目前的器件指标适合较长的光纤长度,和较少的再入次数,满足高灵敏度光纤陀螺系统的要求;通过器件指示的提高,如进一步提高响应速度,降低插入损耗,可实现较短的光纤长度和较多的再入次数的小型化、高灵敏、低成本的第二代光纤陀螺系统的制作.

摘要： 该文针对高超声速弹头再入的防热问题，考虑了高超声速条件下的熵吞影响，通过质量平衡法确定边界层外缘条件，在理论与半经验公式的基础上，利用参考焓方法计算了球头钝锥、钝双锥外形弹头再入时的表面热流。该方法的计算结果与实验数据基本相符，为再入弹防热方案的初步设计提供了快速、有效的途径。

摘要： 该文提出载人飞船一种混合再入制导方法，即利用落点预报及其制导规律在滑行段在轨生成一条新的基准再入弹道、在再入段利用基准弹道制导规律实现再入升力控制的一种方法。这种方法融合了落点预报制导方法和基准弹道制导方法的长处。该方法可对付较大的初始误差，并可达到较高的精度。数学仿真结果证实了该文方法的有效性。

摘要： 重复使用运载器(RLV)将大幅度降低现役航天运载器的发射准备时间、成本,并提高其可靠性、安全性,是航天运输系统的发展方向。GNC系统是RLV的核心技术之一,先进的RLV GNC技术不仅能缩短设计周期、降低成本,而且对复杂多变的飞行环境具有较强的鲁棒性,从而提高了飞行器的安全性。指出了RLV GNC系统的要求、特点,总结了近年来该领域的研究成果,提出了下一步需研究的问题。

摘要： 重复使用运载器(RLV)将大幅度降低现役航天运载器的发射准备时间、成本,并提高其可靠性、安全性,是航天运输系统的发展方向。GNC系统是RLV的核心技术之一,先进的RLV GNC技术不仅能缩短设计周期、降低成本,而且对复杂多变的飞行环境具有较强的鲁棒性,从而提高了飞行器的安全性。指出了RLV GNC系统的要求、特点,总结了近年来该领域的研究成果,提出了下一步需研究的问题。

摘要： 重复使用运载器(RLV)将大幅度降低现役航天运载器的发射准备时间、成本,并提高其可靠性、安全性,是航天运输系统的发展方向。GNC系统是RLV的核心技术之一,先进的RLV GNC技术不仅能缩短设计周期、降低成本,而且对复杂多变的飞行环境具有较强的鲁棒性,从而提高了飞行器的安全性。指出了RLV GNC系统的要求、特点,总结了近年来该领域的研究成果,提出了下一步需研究的问题。

摘要： 重复使用运载器(RLV)将大幅度降低现役航天运载器的发射准备时间、成本,并提高其可靠性、安全性,是航天运输系统的发展方向。GNC系统是RLV的核心技术之一,先进的RLV GNC技术不仅能缩短设计周期、降低成本,而且对复杂多变的飞行环境具有较强的鲁棒性,从而提高了飞行器的安全性。指出了RLV GNC系统的要求、特点,总结了近年来该领域的研究成果,提出了下一步需研究的问题。

摘要： 重复使用运载器(RLV)将大幅度降低现役航天运载器的发射准备时间、成本,并提高其可靠性、安全性,是航天运输系统的发展方向。GNC系统是RLV的核心技术之一,先进的RLV GNC技术不仅能缩短设计周期、降低成本,而且对复杂多变的飞行环境具有较强的鲁棒性,从而提高了飞行器的安全性。指出了RLV GNC系统的要求、特点,总结了近年来该领域的研究成果,提出了下一步需研究的问题。

摘要： 本发明公开的一种再入飞行器速度‑高度再入走廊预测方法，属于飞行器制导控制领域。本发明实现方法为：建立再入飞行器的动力学方程；基于过程约束实现对再入走廊下边界的预估；基于再入飞行器运动特性以及过程约束实现再入走廊上边界预估；通过严格分析获得再入飞行器的速度‑高度上边界，即通过严格再入走廊更精确反映飞行器再入过程的安全包络，通过预测再入飞行器的速度‑高度再入走廊，解决飞行器再入段弹道控制相关工程问题；所述飞行器再入段弹道控制相关工程问题包括通过设计合理的制导律提高制导精度，缩小观测范围。本发明相较于传统的采用拟平衡滑翔约束设计的再入走廊范围更宽，更符合再入飞行器机动性能强，轨迹波动范围大的特征。

摘要： 本发明一种基于三维再入弹道解析解的全射向自主再入制导方法，包括如下步骤：1、建立运动学与动力学方程；2、再入制导方法概述；3、下降段制导策略；4、平稳滑翔段制导策略；5、高度调整段制导策略。优点在于：该方法可以有效导引大升阻比飞行器的再入制导，能够有效抑制高升阻比引起的弱阻尼长周期弹道振荡，降低热流密度的峰值，有利于对参考轨迹的跟踪；该方法将由地球自转引起的惯性力与实际气动力组合为等效气动力，利用解析解规划等效气动剖面，使飞行器具有全向再入任务处理能力；该方法提出了基于反比例函数的等效气动剖面拟合公式，并进一步推导了基于复杂等效气动剖面形式的再入弹道解析解，具有高精度、全方位适应性和强鲁棒性。

摘要： 本发明提供一种基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法，解决了再入轨迹优化过程中优化时间过长、纵向轨迹和横向轨迹需要分开设计、无法保证全局最优或必须进行模型简化才能快速优化等一系列问题。本发明建立了考虑地球扁率、牵连加速度和科氏加速度项的精确动力学模型，分析了多种复杂约束条件，着眼于研究影响再入轨迹优化结果的主要因素——再入点参数不确定性，通过对再入点参数的不确定扩张问题进行分析，得到再入优化轨迹与再入点参数的映射关系，从而可以依据再入点参数快速优化一条再入轨迹。本方法计算效率高，具有很强的工程运用价值。本发明应用于飞行器轨迹优化领域。

摘要： 一种跳跃式再入二次再入段航程预估方法如下：(1)读入数据表格；(2)读入预测二次再入点高度h

摘要： 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ

摘要： 本发明公开的一种再入飞行器速度‑高度再入走廊预测方法，属于飞行器制导控制领域。本发明实现方法为：建立再入飞行器的动力学方程；基于过程约束实现对再入走廊下边界的预估；基于再入飞行器运动特性以及过程约束实现再入走廊上边界预估；通过严格分析获得再入飞行器的速度‑高度上边界，即通过严格再入走廊更精确反映飞行器再入过程的安全包络，通过预测再入飞行器的速度‑高度再入走廊，解决飞行器再入段弹道控制相关工程问题；所述飞行器再入段弹道控制相关工程问题包括通过设计合理的制导律提高制导精度，缩小观测范围。本发明相较于传统的采用拟平衡滑翔约束设计的再入走廊范围更宽，更符合再入飞行器机动性能强，轨迹波动范围大的特征。

摘要： 本发明一种基于三维再入弹道解析解的全射向自主再入制导方法，包括如下步骤：1、建立运动学与动力学方程；2、再入制导方法概述；3、下降段制导策略；4、平稳滑翔段制导策略；5、高度调整段制导策略。优点在于：该方法可以有效导引大升阻比飞行器的再入制导，能够有效抑制高升阻比引起的弱阻尼长周期弹道振荡，降低热流密度的峰值，有利于对参考轨迹的跟踪；该方法将由地球自转引起的惯性力与实际气动力组合为等效气动力，利用解析解规划等效气动剖面，使飞行器具有全向再入任务处理能力；该方法提出了基于反比例函数的等效气动剖面拟合公式，并进一步推导了基于复杂等效气动剖面形式的再入弹道解析解，具有高精度、全方位适应性和强鲁棒性。

摘要： 本发明提供一种基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法，解决了再入轨迹优化过程中优化时间过长、纵向轨迹和横向轨迹需要分开设计、无法保证全局最优或必须进行模型简化才能快速优化等一系列问题。本发明建立了考虑地球扁率、牵连加速度和科氏加速度项的精确动力学模型，分析了多种复杂约束条件，着眼于研究影响再入轨迹优化结果的主要因素——再入点参数不确定性，通过对再入点参数的不确定扩张问题进行分析，得到再入优化轨迹与再入点参数的映射关系，从而可以依据再入点参数快速优化一条再入轨迹。本方法计算效率高，具有很强的工程运用价值。本发明应用于飞行器轨迹优化领域。

摘要： 一种跳跃式再入二次再入段航程预估方法如下：(1)读入数据表格；(2)读入预测二次再入点高度h

摘要： 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ