航迹角对飞机纵向动态特性的影响

本文从基准运动为对称、定常、直线飞行的纵向小扰动运动方程出发,以一架典型的超音速歼击机为算例,得出了长、短周期特征根随航迹角变化的规律,研究了飞行状态对这种变化规律的影响,得出了实际有用的结论,最后,並对所获得的结论进行了近似的理论分析。     

一种考虑追踪器速度变化的最优导引律

从考虑追踪器速度的大小和方向变化以及目标速度变化方面入手 ,以最优控制理论和飞行力学原理为基础 ,推导出一种考虑追踪器速度变化的最优导引律—变系数比例导引律 ,同时给出一种计算剩余时间的新方法—剩余时间函数法。对要求垂直入射的情况 ,设计了满足入射角度要求的导引律。仿真结果表明 ,应用本文的导引律在制导过程中能量消耗少 ,制导精度高 ,脱靶量小 ,其性能远优于常系数比例导引律     

小型无人机尾翼对称机动飞行载荷计算

在《军用飞机强度和刚度规范》指导下，结合无人机的特点。计算了小型无人机尾翼对称机动飞行载荷，同时与按《飞机强度规范》(试用本)计算的结果进行了比较。结果表明，按后一规范的计算结果偏于保守。此外还初步讨论了《飞机强度规范》(试用本)在计算小型无人机尾翼对称机动飞行载荷中的适用性问题。     

模糊自适应过失速飞行控制

研究了带推力矢量飞机过失速非线性飞机控制问题。根据奇异摄动理论将受控变量分为快变量和慢变量，然后分别对内环和外环进行设计，外环利用滑动面控制进行设计，内环利用模糊逻辑系统的万能特性来抵消近似非线性动态逆所带来的误差，根据李亚谱诺夫稳定性理论了模糊系统权值的自适应调整规律，从而保证闭环系统的稳定性。数字仿真结果表明：在存在较大的模型不确定性以及飞机动力学对状态和控制输入均为非线性的情况下，该控制方案能对指令进行良好的跟踪。     

亚音速民机垂尾初步设计

横航向飞行品质要求是飞机设计时,选择垂尾和机翼上反角的主要依据.在对主要的横航向飞行品质要求进行分析整理的基础上,本文提出了一种“界限线”法,可供飞机初步设计时,选择合适的垂尾和机翼上反角之用.为说明这种方法的可行性和可靠性,以Y—7型飞机为算例进行了验证性计算。     

特征结构配置在设计直接升力控制律中的应用

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。     

国外攻击型无人机——反辐射无人机

中东战争和海湾战争以来,无人机的发展倍受世界各国的重视。当前发展的新动向之一,是发展攻击型无人机,如反辐射无人机的问世。本文试就反辐射无人机的作战使命,战术特点和总体布局特点等进行扼要阐述,并对反辐射无人机和其他武器系统的使用特点进行简短的对比分析。     

飞机纵向操纵系统(杆系部分)的动态分析模型

本文以飞机的某种自动变臂纵向操纵系统中的杆系部分为实例,研究了将分布质量系统离散化,从而建立其动态分析模型的方法。经与试验结果相比,说明所建立的模型是合理的,所得结果是可信的。     

用优化方法求解飞行力学逆问题

本文用优化方法对几种简单的飞行力学逆问题进行了求解。结果表明,最优化方法有时可作为一种求解飞行力学逆问题的方法。如有需要,可对更复杂的一类逆问题,如飞机的急剧机动飞行,作进一步的探讨和试算。     

直接力控制在垂直攻击型武器上的应用

介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行末制导段的仿真验证 ,结果证实了理论分析的结论 ,即直接侧力控制是最佳方案 ,为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。