摘要：针对运载火箭助推器或子级无控坠落地面落点散布较大的情况,提出一种翼伞系统的线目标归航方法.建立了矩形边界下的归航计算模型,对点目标归航和线目标归航两种方法进行了收缩区域分析;对翼伞归航能力、落区散布边界特征对归航性能的影响进行对比分析,得到了相应的归航策略,并提出在较大散布区域下设置多个着陆区域的工程解决方案;建立动力学和操纵控制模型,对线目标归航过程进行了仿真.结果表明,所提方法对工程有一定的参考价值.

摘要：基于微分对策理论设计了躲避护卫弹的同时攻击飞行器的制导律.根据传统的性能指标推导了该场景的微分对策制导律,并且根据权重系数的取值定义了三种制导律：最优追赶制导律、逃脱一追赶制导律和复合制导律.最优追赶制导律容易被护卫弹拦截,逃脱一追赶制导律容易造成导弹和飞行器的零控脱靶量急剧增大而使得攻击失败,复合制导律很难选择合适的权重系数.针对以上不足,提出了两种改进的制导律,并对该两种制导律的适用情况进行了分析.通过非线性模型仿真,验证了这两种方法的可行性.该两种制导律目的性强,攻击导弹可以躲避护卫弹进而攻击飞行器.

摘要：为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3-8内的气动特性和翼面效率.针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navler-StokeS方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟,并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析.结果表明：在超声速及高超声速范围内,变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显,同时具备优良的翼面效率及操稳特性,其在马赫数3-8范围内具有最优的综合性能.研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考,具有一定的指导意义.

摘要：以新型掠飞末敏弹为研究对象,提出了基于欧拉转动定理和滑移网格技术的复杂角运动模拟方法,利用著名的罗德里格斯转换矩阵插值求得弹箭在每个时间步的角速度修正值,并指定给球形滑移网格区.通过对非定常气动参数进行求解辨识,分析了不同马赫数下掠飞末敏弹滚转运动对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律.结果表明：所提角运动模拟方法可有效消除姿态角计算的累积误差,实现对弹箭任意给定角运动的准确模拟;弹箭滚转运动对俯仰组合导数和升力系数动导数的辨识结果均存在显著影响,在进行弹箭动导数计算和稳定性分析时需充分考虑俯仰耦合效应的影响.

摘要：运用Etkm非定常气动力模型,将谐波平衡法应用于复杂外形动导数辨识.计算结果表明：谐波平衡法和时域方法的动导数辨识结果一致,与实验值吻合,验证了程序的正确性和谐波平衡法的可靠性.采用谐波平衡法对类X-51高超声速机体/推进一体化飞行器WR-A进行动导数辨识,并与时域方法的计算结果比较,考察了该方法在复杂外形下数值模拟非定常流动和动导数辨识的能力.实验结果表明：对于WR-A这种复杂外形飞行器,谐波平衡法也能在保证精度的同时具有较高的计算效率.