【摘 要】
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为解决受涡喷发动机技术水平限制,导致试验飞行器无法直接达到试验所需高度和马赫数的问题,采用可回收式助推火箭挂飞后分离的方法,基于分段式高斯伪谱法搭建弹道优化模型,结合引射火箭与飞行器特性设计试验窗口,设计了弹道优化模型的约束条件;以末端高度最高、速度最大及轨迹平滑作为单项性能指标,以其加权和作为总性能指标,通过改变单项性能指标的权重系数,改变了助推火箭与飞行器的分离点,建立了组合动力飞行器火箭挂飞
【机 构】
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厦门大学航空航天学院,厦门361102
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为解决受涡喷发动机技术水平限制,导致试验飞行器无法直接达到试验所需高度和马赫数的问题,采用可回收式助推火箭挂飞后分离的方法,基于分段式高斯伪谱法搭建弹道优化模型,结合引射火箭与飞行器特性设计试验窗口,设计了弹道优化模型的约束条件;以末端高度最高、速度最大及轨迹平滑作为单项性能指标,以其加权和作为总性能指标,通过改变单项性能指标的权重系数,改变了助推火箭与飞行器的分离点,建立了组合动力飞行器火箭挂飞最优轨迹。仿真结果表明,本文方法建立的弹道状态变量变化平缓,满足约束条件,可为组合动力飞行器高空飞行试验
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