針對(duì)高超聲速飛行器再入滑翔段不同目標(biāo)函數(shù)下的軌跡優(yōu)化問(wèn)題,采用hp自適應(yīng)Radau偽譜法（hpRPM）得到了滿足熱流密度、過(guò)載和動(dòng)壓等過(guò)程約束條件,以及指定飛行狀態(tài)和位置的終端約束條件下的最大縱程、最大橫程、最小飛行時(shí)間和繞飛航跡,并預(yù)估了飛行器的滑翔可達(dá)區(qū)域。發(fā)現(xiàn)地球自轉(zhuǎn)對(duì)滑翔射程有較大影響,順地球自轉(zhuǎn)方向飛行可延長(zhǎng)滑翔時(shí)間;跳躍式滑翔比擬平衡滑翔可增大射程,但也帶來(lái)了更加嚴(yán)重的過(guò)程約束問(wèn)題。該方法可為結(jié)構(gòu)熱防護(hù)和制導(dǎo)控制系統(tǒng)提供可行的規(guī)劃軌跡,具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。 

【文章來(lái)源】：戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2020,(05)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：10 頁(yè)

【部分圖文】：

CAV-H外形圖

CAV-H內(nèi)部布置

根據(jù)作戰(zhàn)想定，CAV可由部署在近地軌道上的HCV(Hypersonic Cruise Vehicle)釋放，也可通過(guò)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)助推到一定的高度然后再入大氣層，其再入過(guò)程如圖3所示。其中，AB段為初始下降段，BC段為滑翔段，CD段為俯沖段。在初始下降段中，由于飛行器所在位置較高，速度較大，大氣稀薄，無(wú)法產(chǎn)生足夠的氣動(dòng)控制力和控制力矩，飛行器幾乎以彈道式再入直至滑翔段，而俯沖段是飛行器實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)著陸或準(zhǔn)確打擊目標(biāo)的重要階段。本文中軌跡優(yōu)化時(shí)不考慮初始下降段和俯沖段，只對(duì)無(wú)動(dòng)力滑翔段進(jìn)行優(yōu)化。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]hp自適應(yīng)偽譜法在滑翔彈道快速優(yōu)化中的應(yīng)用[J]. 洪蓓,辛萬(wàn)青.  計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制. 2012(05)
[2]錢(qián)學(xué)森與現(xiàn)代飛行力學(xué)[J]. 關(guān)世義.  戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2009(06)
[3]基于錢(qián)學(xué)森彈道的新概念飛航導(dǎo)彈[J]. 關(guān)世義.  飛航導(dǎo)彈. 2003(01)

博士論文
[1]基于改進(jìn)Gauss偽譜法的高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)[D]. 孫勇.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3351055