中文摘要：

高超声速飞行器大气层内分离过程已成为决定飞行试验成败的关键因素。分离大动压带来的非定常气动变化和分离姿态运动过程中受到的冲击干扰严重，其本质是一个在严重干扰作用下的具有参数大范围变化和非线性扰动运动特性的动力学特性分析问题。本项目首先研究采用拉格朗日力学基本原理和规律建立分离情况下姿态动力学模型的方法，而非传统的牛顿动力学系统建模方法。涉及的关键技术问题有广义坐标系的建立、整体力学系统的描述方法、位形空间的适当选择等。其次，严重的干扰和参数大范围变化的高动态飞行环境，使得高超声速飞行器的分离姿态扰动运动已不属于小扰动线性化的范畴；因此借鉴常微分方程分支数学理论，本项目研究如何进行高超声速飞行器姿态扰动运动平衡点确定及稳定性判定等非线性特性分析问题。项目的成果将为解决各类高超声速飞行试验分离阶段所面临的复杂姿态动力学问题和新一代空天飞行器的运载分离问题提供理论和应用技术基础。

结论摘要：

本项目针对高超声速飞行器分离过程的建模方法和动力学分析的关键技术开展了研究。项目的研究首先将分离过程的具体分析对象明确为高超声速飞行器与超燃冲压发动机整流罩之间的相对分离过程；这类分离过程是一种在高超声速飞行试验中至关重要的分离类型。整流罩在超高速分离的前后，由于高动压流场和分离机构的作用会对分离过程产生附加的干扰作用，并影响高超声速飞行器机体分离姿态的变化过程。本项目研究了采用拉格朗日分析力学原理和规律建立了高超声速分离过程姿态动力学模型的方法。推导了引入两体和三体分离的广义坐标和变量的数学方程，完成了高超声速分离过程广义坐标系的建立和整体力学系统的描述方法等研究内容。将分离过程抽象成一个互相之间存在虚拟联系的拓扑系统，并以系统动能和势能的形式来表达各动力学参数变量之间的内在关系。本项目描述了高超声速分离过程中动力学微分方程的复杂非线性特性。分析了高超声速分离过程中飞行器各个模态的稳定域，推导了稳定平衡点的数学关系，重点分析了以分离攻角为参变量的动力学相平面轨迹变化过程。推导了飞行器分离受扰稳定性和相应的姿态控制策略，为分离过程的动力学分析及相关姿态控制的实施提供了理论依据。最后完成了分离过程中各种条件下的气动特性分析和预置高超声速飞行器舵偏角的姿态控制方法研究；通过大量的仿真验证了本项目研究的有效性，并对后续的研究提出了相关建议。本项目的成果将为解决各类高超声速飞行试验分离阶段所面临的复杂姿态动力学问题和新一代空天飞行器的运载分离问题提供理论和应用技术基础。