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弹道式导弹最大射程优化研究 被引量：4
1
作者 祝强军 唐硕 《科学技术与工程》 2007年第10期2446-2449,2451,共5页
射程是弹道式导弹的重要性能指标。在给定导弹总体参数的情况下,使其射程达到最大。针对弹道式导弹整个飞行弹道的多种约束要求,建立了弹道最大射程优化的数学模型,在MATLAB/SIMULINK环境中,建立相应的仿真模型。对某型二级弹道式导弹... 射程是弹道式导弹的重要性能指标。在给定导弹总体参数的情况下,使其射程达到最大。针对弹道式导弹整个飞行弹道的多种约束要求,建立了弹道最大射程优化的数学模型,在MATLAB/SIMULINK环境中,建立相应的仿真模型。对某型二级弹道式导弹进行了最大射程弹道优化,并将得到的最大射程弹道与原弹道进行了比较分析。仿真结果表明,给出的方法是通用的、可行的。 展开更多
关键词 弹道优化 弹道式导弹 射程
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吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展 被引量：26
2
作者 唐硕 祝强军 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期187-200,共14页
高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立... 高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程;其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向. 展开更多
关键词 飞行动力学 建模 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机
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超燃冲压发动机准一维建模研究 被引量：5
3
作者 张栋 唐硕 祝强军 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期192-197,共6页
在准一维流理论的基础上,考虑了燃料流量、截面变化、壁面摩擦、燃烧效率、化学反应放热等因素,应用影响系数法,构建了包括前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管的超燃冲压发动机内流场准一维分析模型,可快速计算发动机参数沿轴向... 在准一维流理论的基础上,考虑了燃料流量、截面变化、壁面摩擦、燃烧效率、化学反应放热等因素,应用影响系数法,构建了包括前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管的超燃冲压发动机内流场准一维分析模型,可快速计算发动机参数沿轴向的变化以及出口值,便于发动机性能分析;以一个机体/推进一体化单模块飞行器为研究对象,通过与三维CFD数值模型进行对比。结果表明,准一维计算模型能较好地对超燃冲压发动机进行快速计算与分析,在超燃冲压发动机的初步研究阶段具有重要的应用价值。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机 准一维模型 影响系数法
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高突防能力导弹方案设计
4
作者 徐方暖 张妙婵 祝强军 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2010年第2期67-70,共4页
随着导弹防御技术的快速发展,突防能力在现代导弹设计中显得越来越重要。为提高导弹对反导系统的突防能力,提出了一种利用速燃发动机和跨大气层跳跃式弹道实现突防的导弹设计方案,阐述了该方案提高突防能力的原理及其带来的技术挑战。... 随着导弹防御技术的快速发展,突防能力在现代导弹设计中显得越来越重要。为提高导弹对反导系统的突防能力,提出了一种利用速燃发动机和跨大气层跳跃式弹道实现突防的导弹设计方案,阐述了该方案提高突防能力的原理及其带来的技术挑战。采用该方案改进了某二级固体导弹,并在Matlab-Simulink中进行了弹道仿真,结果表明该方案是可行的。所提出的设计方案对导弹设计和改型有一定的参考价值。 展开更多
关键词 突防 速燃发动机 跳跃式弹道
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基于CW方程的航天器追逃问题半直接求解方法 被引量：1
5
作者 孙松涛 祝强军 宋斌 《上海航天》 CSCD 2019年第3期68-74,共7页
针对时间固定的两航天器追逃问题,提出一种以半直接配点法研究追逃双方最优控制策略的求解方法。航天器追逃问题是基于微分对策的追逃问题,该问题是含有追逐者和逃逸者控制变量的两点边值问题。若采用必要条件求解,则对迭代初值要求高,... 针对时间固定的两航天器追逃问题,提出一种以半直接配点法研究追逃双方最优控制策略的求解方法。航天器追逃问题是基于微分对策的追逃问题,该问题是含有追逐者和逃逸者控制变量的两点边值问题。若采用必要条件求解,则对迭代初值要求高,收敛困难。在两航天器均为连续小推力的假设条件下,以终端距离为支付函数,给出半直接配点法的求解过程。在此数值方法中,根据半直接转换将微分对策问题转化为最优控制问题,采用Gauss-Lobbato配点法将此最优问题最终转化为非线性规划问题,继而通过序列二次规划算法求解。这种半直接配点法避免了对微分对策问题最优策略的必要条件(两点边值问题)求解。采用该方法求解对迭代初值不敏感,且数值稳定性好。数值仿真实例验证了这种求解方法的可行性。该方法提高了求解两点边值问题的收敛性,为求解含有双方控制变量的微分对策问题提供了一种思路。 展开更多
关键词 航天器追逃问题 微分对策 最优控制 两点边值问题 半直接配点法 非线性规划
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高超声速弹性飞行器后体/外喷管建模与分析
6
作者 祝强军 唐硕 谭艺明 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2012年第1期48-52,共5页
考虑到全尺寸吸气式高超声速飞行器的机体弹性弯曲振动极易被激发,提出了一种包含机体弹性弯曲影响的外喷管建模和分析方法。该方法首先用虚拟激波膨胀波法确定剪切层的位置,然后用影响系数法求解外喷管中的准一维流,并用活塞理论修正... 考虑到全尺寸吸气式高超声速飞行器的机体弹性弯曲振动极易被激发,提出了一种包含机体弹性弯曲影响的外喷管建模和分析方法。该方法首先用虚拟激波膨胀波法确定剪切层的位置,然后用影响系数法求解外喷管中的准一维流,并用活塞理论修正后体下表面的压力。用该方法对一个全尺寸吸气式高超声速飞行器的后体/外喷管进行了仿真分析,结果表明,仅考虑低频、小振幅的后体弹性弯曲运动对外喷管性能的影响并不显著。 展开更多
关键词 高超声速 弹性 外喷管 影响系数 活塞理论
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高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析
7
作者 祝强军 唐硕 谭艺明 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2011年第5期57-61,共5页
针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声... 针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响。分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,其最主要的影响是引起头部激波的改变;机体弯曲振动幅值或频率增大都会对超燃冲压发动机进气道调节范围和前体压缩性能产生不利影响。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机 准定常激波膨胀波理论 压缩性能
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吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析 被引量：5
8
作者 唐硕 张栋 祝强军 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2013年第3期244-249,共6页
吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战。建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马... 吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战。建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性。通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据。 展开更多
关键词 推进系统 激波膨胀波 耦合模型 一体化设计
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