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基于对PID控制的垂直发射控制技术的研究,针对导弹的垂直发射问题,文章阐述了:①建立了气动舵,推力矢量复合控制的模型;②提出了一种能够实现垂直发射快速转弯的程序弹道指令设计方法,并设计了导弹3个通道的PID控制器;③通过对弹道进行6DOF仿真分析,验证了指令和控制器设计的正确性和有效性。 相似文献
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空天飞行器弹道/轨道一体化设计 总被引:1,自引:1,他引:0
弹道/轨道一体化设计是解决空天飞行器发射入轨和轨道转移问题的一种全新思路。针对目前存在的空天飞行器弹道/轨道一体化设计问题,通过改进非开普勒轨道方程的方法建立飞行器在连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种力作用下的弹道/轨道一体化设计动力学模型;提出基于轨道设计反方法的弹道/轨道一体化设计方法。其创新点主要体现在:通过整合连续推力、气动力、引力以及摄动力等多种作用力达到了统一弹道/轨道模型的目的;提出了基于傅里叶级数形状方法的轨道设计方法,该方法相比于之前的逆多项式法,可以处理带推力约束的轨道设计问题;由于在弹道段采用类似于轨道设计反方法的设计思想设计弹道,使得弹道和轨道两段轨迹的设计方法也达到了统一,致使从模型和设计方法的角度都体现了弹道/轨道设计的统一性,解决了传统分段设计方法是在不同段采用不同的模型和方法,很难体现出一体化设计思想的问题。仿真分析表明本文提出的弹道/轨道一体化设计方法是可行和有效的。 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(3):826-839
It is of great significance to develop a high-efficiency and low-noise propeller optimization method for new-generation propeller aircraft design. Coupled with free form deformation method, dynamic mesh interpolation technology, optimization algorithm, surrogate model, aerodynamic calculation and aeroacoustic prediction model module, the integrated aerodynamic and aeroacoustic design method of propeller is built. The optimization design for the six-blade propeller is carried out. The non-reduction in efficiency, thrust coefficient and the minimum of aerodynamic noise is treated as the optimization design objective. The spatial vorticity distribution of the propeller before and after the design is also analyzed by using unsteady computational fluid dynamics method. The results show that the optimized propeller can effectively reduce the aerodynamic noise level. The maximum total sound pressure level can be reduced by 5 dB without reducing its aerodynamic performance. The developed method has good application potential in low-noise optimization design of propeller and other rotating machinery. 相似文献
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舰载导弹垂直冷发射技术广泛应用于多国海军舰艇武器系统,空中不点火导弹("哑弹")对载舰的危害是舰艇安全中必须要考虑的因素。考虑"哑弹"运动的主要影响因素为导弹出筒速度、出筒倾角和风速,据此建立典型舰载导弹垂直冷发射过程的"哑弹"弹道数学模型,计算在不同风速和风向、导弹不同出筒速度和载舰不同横摇角度情况下"哑弹"的运动轨迹,分析计算"哑弹"在各种因素及其组合作用下落到载舰上的概率。 相似文献
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采用UG与ADAMS软件建立了某型燃气轮机压气机可调静叶联调机构系统的完整数字化虚拟样机,在此基础上对该联调机构系统进行了动态特性仿真分析,得到了可调静叶联调机构的调节变化规律,分析了联调机构的仿真结果与机构设计目标的对比情况,验证了模型的可行性。并对仿真角度规律结果与CAD计算法结果进行了比较,证明了ADAMS仿真是1种行之有效的方法,且比物理仿真有很强的经济性优势。通过仿真得到了各级拉杆的受力情况,为进一步有限元结构分析以及结构系统优化奠定了基础。 相似文献
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在弹道优化设计研究中,针对空射弹道导弹弹道优化两点边值问题解析求解困难且对参数敏感的问题,基于将过程优化问题转化为参数优化问题的思想,采用了飞行程序角设计的参数优化方法。根据空射弹道导弹亚声速水平发射的特点,首先基于动力特性设计了其助推段飞行程序角模型,确定了恰当的控制变量参数化结构,在满足飞行过程的多种约束条件下,建立了弹道优化模型,引入序列二次规划法对其进行优化计算,从而实现了对确定优化目标的轨迹快速生成。仿真结果表明,弹道优化计算时间缩短,收敛速度明显提高,可在原有设计基础上,提升优化指标16%,验证了该方法的有效性。 相似文献
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冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。 相似文献
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小型固体运载火箭六自由度弹道仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
针对控制系统采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展六自由度弹道仿真研究。给出侧喷流发动机安装模型和推力模型以及开关机控制规律,阐明气动力和气动力矩计算方法;并建立了固体发动机推力模型,以及完整的六自由度弹道动力学和运动学模型。仿真结果表明:建立的六自由度弹道仿真模型能正确反映运载火箭飞行特性;研究的固体运载火箭满足将300kg有效载荷送入200km太阳同步轨道的运载能力要求;姿态控制系统满足运载火箭姿态控制精度要求;侧喷流推进剂质量分配合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据。 相似文献
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We present a novel empirical virtual sliding target (VST) guidance law for the midcourse phase of a long range surface-to-air missile that uses the simplicity of the conventional proportional navigation (PN) guidance law while exploiting the aerodynamic characteristics of a missile's flight through the atmosphere to enable the missile to achieve superior performance than that achieved by conventional PN guidance laws. The missile trajectory emulates the trajectory of an optimal control based guidance law formulated on a realistic aerodynamic model of the missile-target engagement. The trajectory of the missile is controlled by controlling the speed of a virtual target that slides towards a predicted intercept point during the midcourse phase. Several sliding schemes, both linear and nonlinear, are proposed and the effect of the variation of the sliding parameters, which control the sliding speed of the virtual target, on the missile performance, are examined through extensive simulations that take into account the atmospheric characteristics as well as limitations on the missile in terms of the energy available and lateral acceleration limits. Launch envelopes for these sliding schemes for approaching and receding targets are also obtained. These results amply demonstrate the superiority of the proposed guidance law over the conventional PN law. 相似文献
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基于vega的导弹飞行视景仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
为解决某公司某重点型号在飞行中的控制问题,首先介绍了虚拟现实技术(Virtual Reality)和计算机仿真(Computer Simulation)技术的理论基础和发展状况,而后利用先进的仿真软件Creator/Vega,建立了某重点型号的飞行环境模型、三维弹体模型和飞行动力模型,在此基础上解算弹道数据并调用API函数编写驱动程序,最终实现了导弹飞行的视景仿真。 相似文献
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利用虚拟目标概念和三维空间追逃模型,提出了一种基于Lyapunov稳定性的扩展比例导引律。该导引律能同时满足脱靶量要求和末端落角要求,保证了大空域变轨弹道的各段弹道平滑衔接。利用该导引律引导反舰导弹实现了各种形式的大空域变轨弹道。采用大空域变轨弹道有利于提高反舰导弹的机动能力和突防能力。仿真结果证明了所提出的基于Lyapunov稳定性的扩展比例导引律是很有效的。 相似文献
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阐述了远程垂直发射舰空导弹非正常禁区的计算模型,通过对导弹运动学弹道及破片飞散区的计算得到了导弹高空及低空飞行时射击禁区的最大侧向边界、纵向边界和后方边界,解决了非正常射击禁区难以确定的问题,对部队作战训练及作战使用具有重要指导意义。 相似文献
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导弹的出筒运动决定了导弹水中运动的初始参数,直接影响导弹的水中弹道。通过建立潜地导弹出筒运动模型,研究导弹在出筒运动中所受到的外力以及在外力作用下导弹出筒参数的变化,分析潜艇的摇摆运动对导弹出筒速度和姿态的影响。仿真计算结果表明:潜艇的摇摆运动对导弹的出筒速度影响很小,对导弹的出筒姿态角影响较大,特别是潜艇的纵摇运动对导弹出筒姿态角的影响比较显著,且潜艇摇摆运动的周期越大,导弹的出筒姿态越接近垂直。 相似文献
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