用试验模态分析法研究结构的动力学特性

总结近几年该领域的发展成果，讨论用试验模态分析技术进行动力学研究和设计的理论基础及实际应用，供导弹及地面车辆总体设计人员参考，以便优化总体参数，更好适应现代战争的需要。     

降低发射装置随动系统功率放大器结温的方案设计

通过理论阐述和Matlab仿真，对某型号发射装置随动系统功率放大器结温高的原因进行了分析；同时结合随动系统所用的IGBT器件的伏一安特性，给出了在主回路中采用并联IGBT降低功率放大器结温的设计方案。     

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性

针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。     

基于改进Craig-Bampton法的导弹发射过程多柔体动力学研究

应用刚柔耦合系统动力学方法,将车载导弹发射装置关键零部件如车架、起落架等作为柔性体,通过改进的Craig-Bampton方法融合在车载导弹发射系统多体动力学模型中,建立了柔性多体系统的动力学模型.进行了发射过程的动力学仿真,并和刚体模型的计算结果进行了对比,获得了导弹在发射过程中的姿态参数和发射系统的动力学特性.结果表...     

导弹运输与发射装置的动力学环境模拟试验技术

简要介绍了导弹运输及发射装置进行动力学环境模拟试验的主要目的。介绍了动力学环境模拟试验的最主要方法：RPC法和ITFC法及其理论基础。着重介绍了国内外有关导弹、发射装置和车辆的环境试验和动力学环境模拟试验，试验要解决的问题，试验设备和试验采用的激励信号。此外，还介绍了几种数据处理方法，特别是进行疲劳试验时所采用的时间压缩技术如：数据段选取、多重雨流技术和振动试验强化。这些方法可缩短试验时间并取得合理的试验结果。     

探月返回器伞舱盖拉伞包动力学模型

文章针对探月返回器伞舱盖弹射分离后出现的物理现象,建立了伞舱盖弹射分离拉伞包过程动力学模型,复现了伞舱盖弹射分离试验中观察到的伞包追赶伞舱盖现象,比较了地面静止弹盖条件及飞行条件下拉伞包过程的异同,分析了主要设计参数对拉伞包过程的影响。研究表明,对于现有弹盖系统,伞包拉出后均存在追赶伞舱盖的现象,并且这一现象无法通过调整弹射分离速度、伞舱盖质量及连接点位置得以避免。     

多通道动力学环境模拟试验系统的仿真研究

根据引进的“多通道动力学环境模拟试验系统”的需要，我们开发了多通道系统运动仿真软件。该软件集计算、造型和仿真于一体，在试验之前可以对导弹发射装置在使用状态下的各种运动进行模拟，并能通过三维运动仿真检查试件与试验系统之间的干涉情况。该软件也适用于类似的大型运动系统的造型设计、运动仿真和干涉分析。     

新型高超声速飞行器耦合姿态控制系统设计

针对具有强耦合和强不确定性特点的高超声速飞行器控制问题,提出一种考虑耦合特性的新型鲁棒姿态控制律。首先,建立高超声速飞行器的姿态动力学方程,并基于反步法思想转化为误差动态模型;然后结合干扰观测器提出基于耦合特性的飞行器鲁棒控制方法,并设计滑模补偿项保证姿态角渐近收敛到跟踪指令;最后基于绝对误差积分(IAE)指标从理论上证明本文方法相对于未考虑耦合特性的方法具有更好的动态性能。本文提出的控制方法不仅保证系统渐近稳定性和强鲁棒性,而且将耦合特性考虑进控制器设计中,进而提升了系统的动态性能。数值仿真考虑气动参数拉偏以及实际的执行机构幅值和速率限制,仿真结果校验了本文控制系统设计的有效性。     

轮式自行导弹发射装置中后桥锁紧机构

简要介绍三桥汽车底盘的中后桥锁紧机构在轮式自行导弹发射装置上的作用，叙述了中后桥锁紧机构对导弹发射装置的必要性和中后桥锁紧机构的设计原则，并介绍气动机械式中后桥锁紧机构的结构形式和对在此机构中的吊钩间隙进行分析。     

月面重力模拟系统恒拉力绳索的动力学研究

月面巡视器在未来探月工程中有非常重要的作用.月球重力场是影响月面巡视器运动性能的重要环境因素,需要对其进行地面模拟试验.文章基于绳索悬挂建立月面重力模拟系统,其关键是对恒拉力绳索进行建模和动力学分析.通过将绳索离散化为一系列集中质量的弹簧阻尼结构,得到多刚体系统来代替连续的弹性系统,用数值计算方法来研究绳索系统的动力学参数(如刚度和阻尼)对月面重力模拟系统的影响,来优化月面重力模拟系统.     

某高码率通信终端处理机热设计与仿真分析*

处理机是飞行器高码率通信终端核心电子设备,处理机稳定性与可靠性的高低直接关系到整个终端系统设备的可靠性工作。介绍高码率通信终端处理机热设计的特点与方法,针对不同的功率器件和组件,与结构设计相结合,探索合理的散热途径,特别是许多热耗较大的功率器件的热设计。通过热仿真分析,优化热设计方案,控制每个器件的温升满足设计要求,并进行了热真空、热平衡试验验证。     

反舰导弹末端蛇行机动的控制信号设计

采用过载控制技术设计了反舰导弹的飞行控制系统,对反舰导弹的末 端蛇行机动的控制问题进行了研究。设计了实现末端蛇行机动的两组控制信 号:过载控制信号和质心控制信号。在这两组控制信号的综合控制下,反舰导弹 实现了多种形式的末端航向和纵向蛇行机动。弹道仿真表明了所设计的控制信 号的有效性。     

基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化

在综合考虑固体火箭冲压发动机设计、导弹气动特性和外弹道关系的情况下,详细分析了各设计变量,并建立了空空导弹总体／冲压发动机一体化设计优化模型。针对在优化过程中遇到的无显式约束问题,提出了一种高效全模式遗传算法,并分析了其收敛性。计算结果表明,与其它算法相比,全模式遗传算法具有极强的全局寻优及高速收敛能力：一体化优化设计优于工程设计方法,可有效提高导弹总体性能。     

导弹末端机动的一体化控制模型

采用过载控制技术，建立了反舰导弹末端机动的一体化控制模型。该模型包括两组控制信号：过载控制信号和质心控制信号。利用该模型控制导弹完成了末端跃升、蛇行、摆式和螺旋等各种机动方式。另外，使控制参数按照一定的规律变化，还实现了摆式和螺旋机动的变异形式。由于导弹的机动能力受到可用过载等指标的限制，因此控制参数必须在合理的范围内取值才能保证末端机动的顺利完成。最后，举例对上述模型进行研究，仿真结果表明了该模型的有效性。     

基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计

针对传统结构优化设计中，精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题，引入保精度、高效的脉冲子结构方法，提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程，并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析，获得了太阳翼结构设计参数，有效地提高了太阳翼动力学特性指标，改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明，脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计，提高优化设计效率，所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。     

十二通道GPS信号发生器的硬件设计

分析十二通道 GPS信号发生器的系统结构 ,提出由计算机完成信号处理、PCI板卡完成信号调制的设计形式 ,并详细介绍 PCI板卡上 DSP和 FPGA的具体设计方法和各器件的选择考虑 ,分析 NCO主要参数的计算方法以及数字量化带来的系统误差     

推力矢量导弹升降舵卡死故障的自修复控制

研究了气动力／推力矢量复合控制导弹发生故障后的直接自修复飞行控制系统设计问 题。结合舵面的功能冗余及推力发动机推力冗余对导弹的结构故障进行功能重构,在控制律 重构的过程中不需要知道确切的故障信息。自修复过程采用模型跟随的方法,在保持基本控 制律不变的前提下,利用实际模型和参考模型的状态误差构造自修复输入向量。得到的自修 复控制律适用于导弹的各种结构性故障（舵面卡死、缺损、浮松等）。以导弹发生左升降舵 卡死故障为例,严格证明了该自修复控制律对导弹升降舵卡死故障的修复能力,最后通过仿 真验证了该直接自修复控制律的有效性。
     

雷达侦察设备测量信号极化的方法

论述侦收测量信号极化的重要性，并介绍信号极化的基本参数和测量方法。指出测量极化能帮助分离反射和干扰离散脉冲，加深理解被侦收雷达的功能，并对电子情报数据进行分析。     

基于功率流理论的星上飞轮隔振效能研究

为分析隔振系统对星上飞轮扰动的衰减效果,需要对隔振系统的隔振效能进行评价。文章运用功率流理论进行飞轮隔振效能研究。建立柔性基础上飞轮隔振系统动力学模型,推导出系统的功率流传递表达式,并通过数值仿真计算初步分析了隔振系统结构参数对功率流传递谱的影响。研究结果可为系统结构参数的优化设计提供参考依据。     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。