超声速飞行器气动伺服弹性稳定性分析

基于分枝模态法,用修正活塞与细长体理论计算超声速飞行器升力面和机身的非定常气动力,考虑了翼身干扰和翼面对舵面的下洗与阻滞作用,通过控制系统输入参数与结构模态参数的关系,输出舵偏产生的非定常气动力的激励关系,建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的飞行器气动伺服弹性模型,在时域内求解.某飞行器颤振和气动伺服弹性的计算证明该法可行、有效.另外,讨论了结构滤波器参数、敏感元件位置和及弹身固有频率对气动伺服弹性稳定性的影响.     

运载火箭摇摆发动机与全箭动力学特性耦合关系研究

针对运载火箭“摆动发动机-伺服回路”负载频率低,可能影响全箭弹性模态稳定性的问题,首先建立了包含“发动机-伺服回路”动力学模型的全箭动力学模型,分析了“发动机－伺服回路”负载频率对伺服机构传递函数和控制系统开环传递函数特性的影响,指出了“发动机－伺服回路”负载频率与箭体弹性模态之间的动力学耦合关系,给出了保证弹性模态稳定的谐振频率判据,最后计算了保证全箭弹性模态稳定的负载频率边界值,并通过仿真算例验证了结果的正确性。研究结果表明,“发动机－伺服回路”局部的负载频率通过惯性负载力矩作用与全箭弹性模态形成耦合,当负载频率位于上、下边界值范围之内时就会导致某些弹性模态不稳定,因此在实际工程中应对负载频率进行限制,以保证运载火箭的飞行安全。
     

旋转导弹Gurney襟翼尾翼气动特性研究

对某旋转导弹加装Gurney襟翼的尾翼气动特性进行了研究。基于该导弹气动外形,将产生滚转力矩的斜置尾翼改为加装Gurney襟翼的平置尾翼。建立了计算模型,不同外形、马赫数和攻角条件下的数值计算表明:增加Gurney襟翼的尾翼增加了导弹的滚转力矩,同时也增大了阻力,降低了升阻比。合理选择Gurney襟翼的偏折展弦长和偏折角度,可在保证升阻比和全弹压心变化不大的条件下,改善导弹亚跨段转速特性。风洞试验结果验证了数值计算结果的正确性。     

鸭式布局旋转导弹气动特性研究

对鸭式布局旋转导弹气动特性研究进行了综述。介绍了旋转气动特性、鸭式布局气动特性,以及鸭式布局旋转气动特性的研究成果。鸭式布局旋转导弹的流场中包含丰富的涡系结构,其气动特性存在典型的非线性、非定常特点。数值计算和风洞试验表明,纵向气动特性随转速变化不大,用准定常理论可解决旋转弹纵向气动力计算问题;导弹的马格努斯效应随攻角变化呈现非线性变化趋势。定常和非定常数值计算研究表明,鸭式布局前升力面产生的非定常自由涡是影响导弹气动性能的关键。     

基于Volterra级数降阶模型的气动弹性分析

采用Volterra级数进行非定常气动力辨识,建立了基于状态空间的非定常气动力降阶 模型,耦合结构方程,建立了降阶的气动弹性系统和气动伺服弹性系统,开展了颤振分析和 颤振主动抑制的初步研究,计算效率提高了2～3个数量级。通过气动弹性标模AGARD445.6和 气动伺服弹性标模BACT算例验证,证明降阶方法正确,可以提供高效、高精度的气动弹性 分析。
     

外流干扰对气动塞式喷管性能影响的数值模拟研究

本文首先对气动塞式喷管内外流干扰的机理进行了分析，在此基础上对流干扰对气动塞式喷管性能的影响进行了数值模拟研究，数值方法采用NND格式求解二维NS方程，对于不同的背压和来流马赫数条件进行量的数值实验，通过计算揭示了不同外流条件下气动塞式喷管的流动特征以及外流干扰对喷管性能的影响规律，本文的计算结果可以为气动塞式喷管的设计和性能预后提供参考。     

神舟飞船逃逸救生分离动力学分析

针对神舟飞船建立了三维动力学模型，研究了在大气层内逃逸飞行器与返回舱分离过程中前、后体气动特性，对不同马赫数、前体攻角、前体与后体滚动角，计算前、后体的相对运动，并对其计算结果进行分析，判断后体是否飞离前体尾流区，为飞船应急救生系统设计提供依据。     

弹性飞行器气动伺服弹性耦合动力学仿真

针对常见的轴对称串置翼布局外形,结构方面以分枝模态法为基础,气动力方面分别采用修正活塞理论和细长体理论计算升力面和旋成体机身的非定常气动力,干扰因子法考虑翼身干扰和串置翼下洗,通过控制系统敏感元件输入参数与结构振型的关系,输出控制力对结构振动的激励关系,考虑弹性振动产生的非定常气动力,建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的受控弹性飞行器耦合系统动力学的数学模型。在此基础上,用状态空间法将结构运动微分方程和控制系统传递函数转换成状态方程,在时域内用龙格-库塔法实现系统动力学响应的数值仿真,并借以判断系统的动力学稳定性,辨识稳定性的临界参数。应用本文方法完成了算例飞行器无控状态的经典颤振及受控状态的气动伺服弹性分析,证明了方法的可行性和有效性。通过改变控制系统参数和结构参数的仿真计算,总结出这些参数的影响规律。
     

半刚性机械展开式再入飞行器气动特性研究

半刚性机械展开式再入飞行器具有受整流罩包络约束小、运载效率高、减速效果好等优点,具有广泛的应用前景。文章基于计算流体力学方法进行了不同马赫数及迎角下飞行器的流场数值计算,分析其流场特性及气动力、气动力矩,结果表明:由于粘性作用,飞行器背部有较明显的涡产生。随着马赫数的增大,气流压缩性效应更加显著,涡的范围变小,超声速情况下弓形激波离物面距离减小;迎角增大导致飞行器前端面驻点位置变化,为保证驻点位置位于刚性头锥上,飞行器再入时的迎角范围应在±20°范围内。迎角为0°和180°时,阻力系数大,迎角在90°附近时,阻力系数最小;飞行器质心在对称轴上时,在0°~180°范围内存在3个俯仰力矩系数为0的点,其中0°和180°为静稳定点,另一个为静不稳定点。文章的研究结果对半刚性机械展开式再入飞行器的设计及分析有一定参考意义。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

导弹复合控制系统的多目标优化设计

建立了具有气动力/直接侧向力混合控制的导弹动力学模型,采用反馈加前馈控制结构,设计了导弹复合控制系统,实现了气动力/直接侧向力的解耦控制。建立了导弹复合控制系统性能代价函数,并采用进化策略实现了复合控制系统参数的多目标优化。仿真结果表明:进化策略收敛速度快,优化以后的导弹复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力,且直接力控制有效补偿了气动面控制效益低下和非最小相位系统造成的响应延迟。     

变质心旋转弹头变结构控制研究

针对弹头变质心这种新的控制方式,建立了变质心旋转弹头准弹体下的动力学模型,由于模型是复杂非线性的,通过按线性化族近似化理论对模型进行了合理简化,并用变结构控制理论对系统的姿态控制进行了设计,仿真结果表明,所设计的变质心弹头变结构姿态控制具有很好的快速性、稳定性,而且相对减小了抖震现象,证明这种方法是有效的。     

BTT导弹再入段非线性鲁棒控制

针对BTT导弹再入段的非线性模型以及三通道间的较强耦合,研究了模型不确定情况下的解耦和跟踪控制问题。首先分析了BTT导弹在再入段的非线性模型,然后根据微分几何方法检验该模型是否可进行输入输出解耦,并推导出BTT导弹在再入段的非线性解耦控制律,其后分析了在某种匹配不确定情况下导弹动态系统的具体形式,并将李亚普诺夫方法运用到控制器的设计中,得出鲁棒输出控制跟踪控制律。采用该控制方式对某型BTT导弹的六自由度仿真实验结果表明:该鲁棒控制方法在系统存在不确定性的情况下,可保证系统的稳定性,并实现三通道间的近似解耦,使攻角α,侧滑角β和滚动角γ良好地跟踪期望指令。     

基于控制系统工作原理的视线角速度获取方法

针对红外成像导引头弹目视线角速度获取精度较差,无法满足导弹制导指标要求的问题,根据红外导引头角跟踪原理,比较研究了直接微分法、基于马尔科夫模型的方法和基于控制系统工作原理的方法3种弹目视线角速度提取方案。利用试验数据进行了仿真分析。仿真结果表明:直接微分法和基于马尔科夫模型的方法均不适用于红外成像导引头弹目视线角速度提取。将控制系统设计为二阶无静差系统,并以此建立了基于控制系统工作原理的弹目视线角速度提取模型。仿真分析表明:该方法适用于红外导引头弹目视线角速度提取。     

基于未知地标被动观测的飞航导弹SINS俯仰姿态误差估计方法

针对飞航导弹单独使用时SINS存在姿态估计精度随时间降低的问题,提出了基于未知地标被动观测的SINS俯仰姿态误差估计方法。首先,根据飞航导弹中制导段飞行的特点,把SINS俯仰姿态误差估计问题转化为攻角估计问题。然后,在不改变导弹巡航路径的前提下,利用弹上成像导引头对视场内任意未知地标连续被动观测,分别提出了弹体坐标系和速度坐标系下的攻角估计方法,并分析了观测噪声对量测方程系数的影响。最后,利用平均去噪的思想对估计结果进行处理,提高了SINS俯仰姿态误差的估计精度。仿真结果表明：两种方法都能有效估计出飞航导弹SINS俯仰姿态量测误差。     

带终端攻击角度约束的变结构制导律

针对某些导弹要求限制终端攻击角度的作战要求,基于滑模变结构控制理论,推导出一种对脱靶量和终端攻击角度约束的变结构制导律,在此基础上对弹-目相对距离变化率进行了估计,并对所提出制导律的性能进行了分析。所得制导律形式简单、实用,且克服了被动寻的导弹不能测弹-目距离变化率的约束。仿真结果证明,对于某些作变加速机动的目标,该制导律都能够以期望的终端攻击角度命中目标,对于目标的机动具有较好的鲁棒性。     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境，采用分区求解方法，实现气动力/热/结构多场耦合计算，并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型，对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲；拉伸变形主要由气动热引起，弯曲变形主要由气动力引起；导弹头部气动热与气动力载荷大；耦合效应随着导弹攻角增加更加明显，造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

再入弹头大攻角俯仰运动的非线性状态反馈控制

为提高大攻角飞行时具有非线性特性的姿态系统的控制精度,在弹头俯仰运动的非线性数学模型基础上,以弹头攻角为被控制信号,尾翼偏角指令为输入信号,设计了一种全状态反馈非线性姿态控制律,并进行了仿真试验。结果表明,所设计的控制律的稳态精度高、动态响应快。     

潜射导弹大攻角空化流动特性计算研究

潜射导弹水下高速运动时,弹体表面的空化现象对导弹的受力及力学环境有重要影响。通 过数值模拟,对大攻角情况下空化流动的特性进行研究,计算结果与试验值吻合较好, 验证了数值算法的准确性。得到弹体表面的压力分布情况,获取了不同攻角下空泡的不同形 态,分析了不同攻角、空泡数对弹体受力的影响。     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。