摘要：助推滑翔技术是制导武器实现增加射程、提高机动突防能力的关键技术之一,对飞行器姿态控制有较高的要求,需要设计复合控制方式的姿态控制系统。针对采用空气舵与燃气舵联动控制的飞行器,建立了动力学模型,详细推导了完整的三通道线性化小偏差运动方程,结合典型弹道数据给出了动力系数图像,分析了助推滑翔弹道各飞行段中飞行器的稳定性,在此基础上选取再入段低空飞行特征点进行了姿控系统设计,仿真结果验证了线性化小偏差运动方程的正确性和控制系统的有效性,为进行此类飞行器的稳定性分析与姿态控制系统设计提供了有益的参考。

摘要：针对助推滑翔弹道优化设计中存在的不足,以全程在大气层内机动飞行的导弹为研究对象,采用两种不同的优化方案,对得到的最大射程弹道进行对比研究。基于hp-自适应Radau伪谱法,实现了最大射程弹道仿真计算,且采用整段优化得到的最大射程弹道比分段优化拼接得到的最大射程弹道远。结果验证了整段优化算法的有效性,同时说明以最大机械能分段能够反映速度大小对射程的影响,但不包含速度方向。为后续分段优化时,改进分段方法和工程上全弹道一体化设计与优化提供了一种新思路。

摘要：天地往返运输系统是能够自由进出空间轨道、安全返回地球表面、执行天地往返运输任务的航天运输体系。近年来,随着先进动力、新材料、新工艺的带动效应逐渐显现,各航天集团开始了新一轮先进天地往返系统的研究,其中大量研究项目针对具备完全可重复使用、可大幅降低运送有效载荷进入太空成本的先进天地往返运输系统展开。本文针对这一热点领域进行综述性研究,对不同类型进出大气层飞行器的气动设计特点进行了分析,结果表明跨大气层飞行器是天地往返运输系统的主要载体,认为未来主要以火箭助推入轨滑翔再入和水平起飞水平返回为主要发展方向,两类飞行在气动设计方面有高超飞行器宽域飞行适应性的共性难题,同时在气动-动力一体化化设计方面又有较大的差异。

摘要：针对助推-滑翔超高速飞行器再入滑翔段轨迹设计问题,考虑热流密度、动压、过载、准平衡滑翔等多种约束的前提下,生成再入走廊。在给定滑翔段初始速度及末端速度和高度的前提下,设计了一种由滑翔段初始高度唯一确定的滑翔段H-V轨迹,基于反馈线性化推导得到实现此轨迹的侧倾角指令。同时,考虑满足再入走廊约束和侧倾角不出现奇异的要求,采用逐步计算的方法获得滑翔段初始高度的可行域,并将其作为再入初始段轨迹设计的终端约束。通过初始段设计得到某一确定可行的滑翔段初始高度,进而得到滑翔段的确定H-V轨迹和侧倾角指令。仿真结果表明,再入滑翔段H-V轨迹制导方法,既能够满足多种过程约束,又能避免侧倾角奇异的现象,实现参考轨迹快速生成与精确跟踪。

摘要：提出了一种使用翼身融合布局载机背载火箭助推空天飞行器的概念设计及其载机平台的气动优化设计,本设计第1级是1个大型亚跨声速翼身融合布局载机,第2级是两个推进剂外贮箱,第3级是一种有翼火箭推进飞行器,空基发射相对陆基或海基发射的优势是在同等入轨质量条件下,可以大幅度减小初始发射质量,大幅度节省推进剂,显著降低发射成本,提高空天发射的便捷性,经过设计估算,可以1×10^(6) kg量级起飞达到陆基多级火箭2×10^(6) kg量级发射航天飞机级质量的目的,并可以重复使用。对于第3级飞行器,利用空天飞行器因其具有的高度和速度而蓄积的引力势能和动能,具有实现环球飞行量级的大航程高速无动力滑翔飞行的潜力,探索空射型助推滑翔式系统如何将这些巨大能量缓慢释放用于实现无动力远距离高空高速滑翔飞行。考虑到高超声速飞行器部分的气动优化潜力有限,利用多点多约束气动优化设计方法实现了载机平台高空发射状态升阻比的较大增加和起飞状态升力系数的显著增长,用以增大载机平台的载重能力,而载重能力的增加可用于提升空射系统的入轨质量或者滑翔航程,从而优化系统整体。

摘要：针对临近空间高超声速助推滑翔飞行器弹道轨迹预测,以高超声速助推滑翔飞行器为研究对象进行了纵平面运动轨迹建模、气动参数估计及攻角模型设计。不同滑翔初始状态下的弹道仿真结果表明:滑翔初始运动高度越高,跳跃幅度越大;滑翔初始运动速度越大,滑翔时间越长。通过研究加深了对高超声速飞行器运动特性的认识,为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等任务提供了参考。