天对地精确攻击武器末段制导律设计

天对地攻击武器的末端寻的导引控制规律是实现精确打击的关键技术.给出了一种基于变结构控制理论,同时考虑制导律和速度控制律的设计方法.采用在垂直方向增加攻角的方法,调整速度方向的转率,实现落点速度大小控制和螺旋机动弹道.理论分析和仿真研究表明,该制导规律控制精度高,达到了精确打击和机动突防的目的,具有一定的工程参考价值.     

应用于航空变频电源系统的新型串沥混合有源滤波器

 目前变频交流(AC)电源系统开始逐渐应用到新型多电飞机(MEA)中,传统有源滤波器无法满足宽输入频率变化要求,为此需要设计一种适合于宽变频航空电源系统的有源滤波器。本文研究了一种应用于航空变频电源系统的新型串联混合有源滤波器(SHAPF),该有源滤波器直接根据基波电流进行补偿,针对各种频率输入均能起到较好的抑制谐波作用。讨论了这种新型SHAPF的变频谐波抑制原理,给出了该滤波器的控制系统详细设计过程,包括基于双数字信号处理器（DSP）的控制平台设计和逐点动态检测基波电流的算法设计,最后进行了样机实验,对比了加入滤波器前后系统输入电流实验波形和谐波分析,加入滤波器后系统输入电流总谐波失真度（THD）由174.00%变化至4.80%,滤波效果良好;在360 Hz,400 Hz和720 Hz不同输入频率进行了滤波实验,验证系统在宽变频输入条件下均具有良好控制性能,满足航空变频输入时输入功率因数校正要求。     

带唇口封气活门的高超侧压进气道过渡态工况气动性能

针对超燃冲压发动机从助推到接力工作的过渡状态,根据侧压式进气道从完全关闭到全部开启的工作要求,提出了一种新的变几何设计方案,即可变唇口活门方案.采用数值模拟和实验研究的方法,研究了发动机在工况变化的过渡过程中,可调唇口对进气道性能的影响,研究发现该方案可以实现进气道的启闭.在数值模拟的基础上,设计了一个唇口活门遥控调节的侧压式进气道模型,完成了这种变唇口侧压式进气道模型的Ma为3.85风洞试验,证明该进气道在设计起动马赫数Ma为3.85下能够正常开启并起动工作,验证了该方案的可行性.      

复合式直升机前飞状态旋翼-机翼干扰计算分析

采用自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了初步分析,计算了不同前飞速度下机翼旋翼之间的相互干扰情况,计算结果验证了程序的可行性.同时表明:机翼-旋翼间的干扰与速度有较大关系,而机翼对旋翼扭矩的影响大于对旋翼拉力的影响.由于相互干扰的存在,旋翼和机翼的效率都会降低.这为复合式直升机的设计提供了参考和分析工具.      

飞翼无人机侧风着陆控制方法研究

针对飞翼无人机的特性,利用侧航法和侧滑法设计了侧风着陆控制系统,仿真了系统抗侧风干扰的能力并进行了对比分析.仿真结果表明:两种设计方法都达到了预期的设计目标,但使用侧航法具有更好的控制效果.     

滑模变结构控制在导弹制导中的应用综述

对滑模变结构控制理论在导弹制导和控制中的应用情况作了简单综述,列举了几种新型滑模变结构控制的设计方法,并根据各自滑模面的选择和控制器的设计特点加以归类,详细介绍了它们在导弹制导和控制中的应用,最后对其发展趋势进行了探讨.     

自旋弹头的自适应变结构控制研究

对自旋弹头实现末端机动的变质心控制系统进行了研究。采用牛顿力学方法重新建立了自旋弹头的姿态运动模型。在此基础上,采用自适应变结构控制方法设计了变质心控制系统,对弹头内部质量块的偏移运动进行控制,进而准确地控制自旋弹头的姿态运动。仿真结果表明：所设计的变质心控制系统具有快速性和较高的控制精度,实现了对自旋弹头姿态角的准确控制。     

碟形飞行器复合控制方式研究

针对用两种方法控制的碟形飞行器,提出了三种不同的控制方式。按两执行机构之间的分配关系分为不分配、伪逆控制分配和比例控制分配。考虑执行机构动态,分别设计了三种控制方式下的变结构控制律,并研究了三种控制律下系统的跟踪性能。仿真结果表明比例控制分配法的控制效果最佳。     

持续推进地球轨道转移的直接优化方法(英文)

对于一大类时间最省(单次推进)和燃料最省(多次推进)的中等推力水平持续推进地球轨道转移问题,本文给出了一种系统的直接优化方法。首先,对于具有倾角和偏心率的目标轨道,我们介绍了一种惯性坐标转换方法得到更具一般性的末端约束条件。这个转换避免了逆行赤道轨道对春分点轨道根数引起的奇异,同时也提高了求解优化问题的收敛性。多次打靶法在本文中也得到了应用,给出了针对不同形式的轨道转移如何分配多次打靶变量的方法。基于惯性坐标转换和多次打靶法,最优控制问题转换为利用非线性规划法求解的参数优化问题。本文给出了单次推进时间最省以及多达12次推进燃料最省的轨道转移仿真结果,所有收敛结果均以简单定义的初值迭代得到。最后,我们讨论了利用模型预测控制进行自主制导的潜在方案。     

Application of Coolant Diffusion Equation in Numerical Simulation of Flow in Air-cooled Turbines

This article deals with time-averaged coolant diffusion equation in arbitrary, body-fitted coordinates. Schmidt number and Lewis number are used to obtain the mass diffusion coefficient. Other than the existing N-S solver, a new solver for the diffusion equation and the influences of cooling air on the thermal parameters, such as gas constant, constant-pressure specific heat, is established. Capable of simulating the flow of multi component fluid, this solver is used to simulate the flow in air-cooled two-stage turbines. The comparison of test results from the modified solver to those from the traditional N-S solver has evidenced that a marked difference present is in thermal parameters and flow field structure.