变极矩长初级双边直线感应电机控制分析研究

根据舰载机电磁弹射驱动指标需求,分析驱动用变极矩长初级双边直线感应电机性能,提出一种恒定电流频率的新型驱动控制策略,优化直线感应电机控制方式。推导驱动用变极矩长初级双边直线感应电机T型等值电路,考虑通电特性对直线感应电机的影响。以T型等值电路和q-d-0坐标系为基础,建立变极距直线感应电机仿真控制模型,分析供电电源恒压恒频时,变极矩直线感应电机性能,优化驱动控制过程。     

振弦式陀螺电磁驱动结构设计与电磁分析

依据振弦式陀螺的工作原理提出一种振弦式陀螺电磁驱动方案，分析了振弦式陀螺电磁驱动电学模型与动力学模型，初步设计了振弦式陀螺电磁驱动结构，运用MATLAB数值软件设定目标参数和初始值计算得到初始结构尺寸；应用Maxwell电磁软件分析了振弦式陀螺电磁驱动系统中永磁体尺寸、永磁体间距、背磁片、Halbach永磁体阵列等因素对电磁驱动模型气隙磁感应强度的影响；最后优化了振弦式陀螺结构模型并进行了电磁驱动结构模型仿真分析。结果表明，电磁驱动整体结构模型气隙磁感应强度得到很大提升，可以很好地降低陀螺功耗，提高陀螺框架驱动力，优化陀螺结构尺寸，从而验证了振弦式陀螺电磁驱动方案模型的可行性，为振弦式陀螺的结构优化设计与实际产品试制研究奠定了理论基础。     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。     

垂直电磁发射系统及其控制技术研究

大推力电磁弹射技术是利用大功率直线电机的电磁推力驱动载荷在短时间、短行程内迅速达到超高速度的新型发射技术。针对大质量载荷高速度垂直发射系统需求,通过方案对比,采用多重化双边型永磁同步直线电机作为动力方案,并针对功能需求,设计了能够满足多规格载荷连续发射的自适应电磁发射系统样机、直线电机样机电磁方案及其配套变流器,并通过实验室内小型水平式双边型永磁同步直线电机实验平台验证了直线电机的力能指标与电磁发射控制功能。     

某超声速飞行器保护罩用弹射器的高温防护特性

某型弹射器应用于超声速飞行器保护罩的连接固定与弹射分离。由于保护罩位于飞行器头部,受到气动阻力的影响,升温迅速。为了保证弹射器能够在飞行过程中正常安全工作,使装药部位的温度满足火药安全使用要求,需要对其采取热防护措施。文章围绕弹射器的耐高温性能设计开展了相关理论分析、数值仿真及试验验证工作。通过减小热传导途径,优化产品结构设计,采取隔热、相变吸热等措施降低弹射器内部的环境温度。经过热传导试验验证,在模拟飞行器极端的高温环境条件下,弹射器结构能够有效降低热传导效率,保证主装药部位的温度满足火药安全使用要求。该方法为航天火工装置的高温防护设计与验证提供了有效的技术途径。     

一种燃气发生器的变推力设计与仿真

为了满足采用单一发射系统对不同重量不同初速导弹的发射要求,设计了一套包含多根产气药柱、可自适应点火、可变推力的燃气驱动装置。首先,根据驱动重量和速度要求,初步设计产气药柱对其产气性能及其作用的可靠性进行实验,为后续优化结构设计及仿真模拟提供依据;其次,采用数值仿真模拟的方法,研究不同作用药柱个数、作用时间及弹体质量,发射系统内部压强和弹体运动随时间的变化情况。仿真结果表明:驱动条件相同,弹体质量越重,其在发射筒出口处的速度越小、所用时间也越长;同一弹体,作用药柱个数越多,弹体在发射筒出口处的速度越大、所用时间也越短;为防止作用药柱个数过多导致发射筒内压强过大,采用时序控制装置对其进行时序控制,从不同作用药柱的时序组合中获取最优方案。仿真及实验结果表明,所设计的燃气发生器药柱燃烧性能好、可自适应点火、可为系统提供可变推力,其设计基本合理。     

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。     

导弹垂直发射阶段的分析

通过导弹垂直发射阶段的分析,可以确定垂直发射方式应用于近程导弹的可能性.本报告研究了助推加速度、转弯开始时间、俯仰速率指令限值和推力矢量控制偏转指令限值等导弹参数对在最小的高度上作急转弯要求的影响.文章最后将采用推力矢量控制的导弹的性能与只采用气动力控制的类似导弹作比较,结果表明,对于具有推力矢量控制的近程导弹来说,垂直发射是一种很有前途和很有吸引力的发射方式.     

基于Simulink的导弹控制系统参数优化设计

介绍了用Simulink对导弹控制系统进行设计和仿真的步骤和方法。以某导弹俯仰通道控制系统设计为例,应用最优化技术,通过建立被优化系统的数学模型和选择合适的最优化求解方法,利用Simulink Response Optim ization模块对导弹控制系统设计参数进行了优化设计。研究结果表明:设计出的导弹控制系统具有良好的动静态性能,很好地满足了战术技术要求,证明了应用计算机辅助优化设计技术可以在短时间内设计出性能优良的导弹控制系统。     

基于声能共振仿真的固体发动机声不稳定趋势研究

防空导弹发动机采用了大装填、大长径比、高压强等设计以提高性能,在复杂飞行条件下不稳定燃烧问题时有发生,致使发动机压强及推力振荡,对导弹的制导和控制造成了消极影响。针对防空导弹发动机出现的轴向声不稳定现象,从声能共振仿真角度出发,对发动机燃烧室声腔进行声学响应分析,根据发动机结构特性评估出现声不稳定的趋势,从而指导防空导弹发动机的设计。通过仿真计算,得到大长径比、锥体构型及工作后期更易出现声不稳定现象,与某型发动机的不稳定燃烧问题一致。     

环境温度对导弹精度、最大射程的影响分析与修正

导弹发射时的环境温度会影响固体发动机的推力,推力的变化一方面影响导弹的精度,另一方面影响导弹的最大射程.根据推力与推进剂初温的关系,建立了计算标准弹道关机点参数偏差的数学模型,计算了这种误差通过制导方程高阶项引起的落点误差,并且对最大射程误差也进行了计算,同时,采用修正制导方程系数的方法,对落点误差进行了修正.仿真结果表明,通过本文提供的方法可以修正环境温度造成的落点偏差.     

导弹武器战场电磁环境构建及半实物仿真技术

简要分析了导弹武器面临的战场电磁环境特征,提出了一种通过数字+半实物相结合的仿真手段,在内场构建逼真的导弹武器战场动态电磁环境的基本方法。以导弹武器抗干扰性能半实物仿真试验为例,探讨了基于此电磁环境构建方法的半实物仿真系统组成及仿真试验流程。     

高空飞艇螺旋桨驱动电机分析

高空飞艇的一些概念设计中采用电动机驱动螺旋桨的电推进系统,对该系统中电 动机的关键技术进行分析,为高空飞艇螺旋桨驱动电机的研制提供参考。针对高空飞艇的电 源和不同电动机的特点,分析了螺旋桨驱动电机应首选稀土永磁无刷直流电动机。根据高空 飞艇对螺旋桨的推力要求,分析了满足螺旋桨驱动需求的驱动电机的额定参数确定。结合高 空环境的特点,从材料选择、轴承润滑和电机温升等方面对驱动电动机的高空适应性设计进 行了探讨。稀土永磁无刷直流电动机驱动螺旋桨的地面试验表明所设计的电动机样机具有高 效率,能够满足螺旋桨驱动需求。
     

电磁发射技术的关键问题及其数值模拟

为了分析影响电磁发射性能关键技术问题,研究了电磁发射的相关因素,并进行了仿真分析.对当前提出的几类电磁发射技术进行总结,分析了其在高功率脉冲电源,电力调节控制,轨道、弹丸材料与结构以及抗烧蚀等方面的技术问题.讨论了轨道式发射装置的教学模型,并进行仿真.对发射效率、出口速度和发射精度等指标进行数据分析.结果表明,电源功率、轨道材料性能和电力调节控制方法是影响电磁发射性能的关键因素.     

空空导弹的一种优化复合控制方案研究

通过研究空空导弹推力矢量和气动复合控制与一般气动控制方式，讨论了新一代近距格斗型空空导弹的一种控制模式，并参照某型导弹的数学模型及有关气动参数对两种控制方式进行了数字仿真。结果表明，在新一代格斗型空空导弹上采用复合控制方式可明显地改善导弹的总体性能。     

发动机喷流对飞行器飞行姿态影响的研究

针对某型导弹的实际飞行结果，在对立了合理的发动机推力模型及喷流模型的基础上，采用多学科的一体化仿真方法，重点研究了发动机喷流干扰对该型导弹飞行性能的影响。结果表明发动机喷流与发动机推力偏心及偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生显著影响，在飞行控制系统的仿真研究与参数整定中应综合考虑这些因素。     

10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究

本文讨论了10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究,采用的室压超出了目前的钢管极限,以便在给定的钟形喷管设计和发动机长度下改善发动机的比冲性能。发动机的基础推力为100kN,可扩展到150kN。发动机最大长度2.4m,最大质量275kg,最小比冲为4512.6m/s。结果发现采用现有技术或稍加改进就可以实现100kN 的发动机,而150kN 的增强型发动机则需要能提高推进剂热性能的新燃烧室技术.为达到这一目的,Dasa正在实施先进的膨胀燃烧室技术计划。采用可延伸喷管可得到大约68.7m/s 的比冲增量,但以增加重量为代价。对阿里安5增强型低温上面级发动机,要求发动机推力150kN,调节能力为30%。本研究以此作为推力室性能优化的基础,并提前设计了这一新型欧洲上面级发动机。     

固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。     

二自由度行波型超声波电机的研制

二自由度行波型超声波电机是一种新型多自由度超声波电机,其电机结构较复杂和实现相对困难,但其又具有独特的优点。从二自由度行波型超声波电机的驱动机理和基本结构出发,阐述此类电机所需要解决的一些基本问题,并就电机的结构实现、驱动球转子的最佳定子结构以及调谐问题进行了分析和介绍,具体提出了对心对中调节机构、外缘大倾角内缘线接触的行波定子、以及微调定子外缘倾角的调谐方法。研制样机的球转子直径为45mm,定子直径为30mm,实现的堵转力矩为119mNm,空转转速12r/min,且各方向运转平稳,输出性能比较一致,为多自由度行波型超声波电机的优化设计、性能提高和控制等奠定了一定基础。
     

越肩发射空空导弹气动力/推力矢量复合控制器设计

针对采用气动力/推力矢量复合控制的空空导弹,在越肩发射时的大迎角飞行情况,研究变结构控制器设计.选取气动舵和推力矢量舵的线性组合策略,建立了BTT导弹弹体数学模型,在弹体数学模型分析的基础上,采用模型参考变结构控制方法对弹体滚动通道、俯仰-偏航通道控制器进行了设计.仿真结果表明,控制系统具有较好的控制性能,对于系统内部参数变化具有较强的鲁棒性,从而验证了模型参考变结构控制器的有效性,为新一代越肩发射空空导弹气动力/推力矢量复合控制器的设计提供了理论参考.