具有二阶环节的导弹最优导引律

本文研究了具有二阶环节的导弹其对目标的最优导引律。利用极小值原理分别研究了1)脱靶量为零、最小控制能量指标的最优导引律;2)终态为零控拦截曲面、最小能量指标的最优导引律。最后得出了与具有一阶延迟环导弹所得结果类似,但计算工作量更大,结果应更准确。     

飞行器再入时GNC系统一体化仿真研究

首先建立了飞行器再入时制导、导航和姿控ＧＮＣ系统一体的六自由度数学仿真模型。然后对如何消除控制系统和运动方程的交连影响和导航误差给落点精度带来的影响进行了分析和讨论同时还研究了六自由度弹道计算对导引和制导规律的影响，最后对飞行器再入时如针制导，导航和姿控系统组合在一起进行六自由度数学仿真进行了分析和研究，并讨论了一体化仿真可怕一些问题。     

固体推进剂吸气式涡轮发动机控制规律与特性

建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃气流量可调、尾喷管喉部面积可调以及燃气流量和尾喷管均可调的不同控制规律的SPATR发动机速度特性,并分析了其特点。对SPATR发动机进行了双变量控制规律设计,得到了相应的燃气流量调节比和尾喷管喉部面积调节比。计算结果表明,按照所设计的双变量控制规律进行控制,SPATR具有很宽的飞行包线和更好的推力特性和比冲特性。     

用于风洞实验的磁悬挂技术研究

30mm×30mm五分力磁悬挂天平由电磁铁组、电磁感应式位置传感器、磁悬挂控制器、气动力测量系统等部分构成。在80m/s低速风洞中进行了吹风试验的主要结果,包括电磁铁设计理论与结构形状、传感器工作原理与数学模型、控制补偿律和工程实现中的一些技术问题。     

颤振主动抑制控制律的研究

本文以一个小展弦比三角机翼的风洞模型为研究对象,研究颤振主动抑制技术,包括建立伺服气动弹性系统的数学模型,次最优输出反馈控制律的综合和分析。     

一种过失速区飞行敏捷性评估方法的研究

在评估过失速机动飞行的敏捷性中，首先建立了具有过失速机动（ＰＳＴ）能力的战斗机Ｆ２的数学模型，对常规战斗机Ｆ１与ＰＳＴ战斗机Ｆ２的空战进行了数值仿真，计算了在两架战斗机中Ｆ２首先攻击时间（ｔ１）和攻击时间范围（ＴＷＩＦＥ）。结果表明，战斗机Ｆ２比Ｆ１更具有空中格斗优势，空战中发动机推力、迎角变化率、操纵规律和离轴发射角（μ０）等因素对战斗机过失速机动敏捷性有一定影响。     

停靠阶段轨道姿态耦合动力学与控制研究

针对停靠阶段追踪飞行器轨道与姿态动力学和控制耦合问题，在两种控制律作用下进行了研究，给出了轨道动力学和姿态动力学模型以及四元素表示的资态运动学模型，所给出的一个仿真算例表明，所设计的控制律是有效的。     

电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究

以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究.主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性.     

Simulation of a working process in the pulsejet engine with an aerodynamic valve on the basis of the thermodynamic cycle analysis

A physical and a mathematical model of a working process in the pulsejet engine based on the analysis of the thermodynamic cycle are proposed. The process of self-sustained periodic combustion is connected with special features of elementary processes comprising the cycle, influencing the engine operation and depending on its design parameters. The calculation method is based on the use of fundamental laws of conservation and basic equations of gas dynamics     

Rocket berthing to an asteroid: Design problems

The results of research in a process of a probe rocket berthing to an asteroid are presented. Control laws were obtained as solutions of three problems, namely berthing considering transient processes in a rocket engine, fastest berthing with regard to fuel consumption and berthing in a scheduled time considering fuel consumption. A program trajectory obtained at solving of the first problem is suitable for mathematical modeling of berthing with the feedback control law and stabilization of angular motion. The solutions of the problems are reduced to simple formulas for controlling parameters calculation in the corresponding structures of control laws. The results can be applied in designing promising space vehicles intended for berthing to other space objects.     

共轴式直升机线性系统建模

应用小扰动理论和数值法,对共轴式直升机飞行动力学非线性数学模型进行线性化,获得了用于操稳特性分析和控制系统设计的共轴式直升机线性化模型.以某型共轴式直升机为研究对象,计算其稳定性导数和控制导数,结果与俄罗斯计算结果基本一致,并对研究对象的稳定性进行了初步分析.     

过失速大机动飞机的飞行控制律设计

对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。     

俯仰敏捷性评估与影响因素研究

建立了现代高机动性能战斗机俯仰敏捷性仿真计算数学模型和机动飞行时的操纵动作，以Ｆ－１６战斗机为例，计算并讨论了初始飞行状态以及飞行控制系统参数对战斗机俯仰敏捷性的影响。结果表明，选择适当的飞行状态，有利于更好地发挥飞机的俯仰敏捷性；降低飞机整体系统的阻尼，将有利于提高飞机的俯仰敏捷性；控制系统有关参数的设计，除考虑飞行品质要求外，还需综合考虑飞机敏捷性等方面的要求。     

“T”型尾翼飞机的深失速特性研究

应用时间历程法讨论了“Ｔ”型尾翼飞机的深失速开环特性，分析了气动力矩特性和升降舵操纵规律对深失速改出特性的影响。建立了深失速闭环特性计算数学模型，分析了驾驶员数学模型参数变化对深失速特性的影响。研究结果表明，气动力矩特性，升降舵操纵规律和驾驶员模型参数的变化对“Ｔ”型尾翼飞机的深失速改出特性有显著的影响。     

发动机控制系统数学模型的建立及加力动态特性的仿真研究

 本文建立了某新型发动机及其控制系统的数学模型。编制了一套完整的发动机系统的数字仿真程序。利用此程序已对新定型的某发动机及其控制系统进行了多方面的仿真研究。文中着重分析了前人很少涉及的加力动态特性方面的某些问题。     

薄壁构件试验模型的动力学相似设计方法

针对由薄壁构件相似模型试验结果预测原型动力学特性的问题,建立了统一的数学模型,并基于方程分析法推导了动力学相似关系.通过对薄壳单元进行受力分析,推导得到薄壁构件的微分方程,并通过微分方程得到完全几何相似模型可准确预测原型动力学特性的相似关系.在建立薄壁构件结构参数对固有频率的敏感性与相似因子指数的比值关系基础上,提出薄壁构件不完全几何相似模型与原型的动力学相似关系(即畸变相似关系)的确定方法.最后给出基于敏感性分析的薄壁构件精确畸变相似关系设计流程,为薄壁构件相似试验模型的设计及动力学特性的预测提供参考.     

基于部件特性的螺旋桨数学模型通用建模算法

为了有效地建立螺旋桨数学模型和涡桨发动机数学模型,以及为涡桨发动机控制规律设计奠定基础,借鉴压气机部件特性缩比方法,提出了一种适用于螺旋桨部件特性的修正缩比方程;基于螺旋桨静态特性,提出了静拉力状态下的螺旋桨建模优化算法;针对螺旋桨低速前进状态下和高速前进状态下的不同工作特点,提出了两种不同的螺旋桨建模算法,以实现全飞行包线内的螺旋桨数学建模。通过与GSP (Gas turbine Simulation Program)软件仿真数据对比验证,其结果表明,基于所提出的算法建立的螺旋桨数学模型输出拉力、功率和效率的最大相对误差分别不超过3×10-6,3×10-6和6×10-5,同时,验证了算法有效性和通用性。     

Digital Controllers for VTOL Aircraft

Using linear-optimal estimation and control techniques, digitaladaptive daptive control laws have been designed for a tandem-rocopteror heliopter which is equipped for fully automatic flight in terminal area operations. Two distinct discrete-time control laws are designed to interface with velocity-command and attitude-command guidance logic, and each incorporates proportional-integral compensation for nonzero-set-point regulation, as well as reduced-order Kalman filters for sensor blending and noise rejection. Adaptation to flight condition is achieved with a novel gain-scheduling method based on correlation and regression analysis. The linear-optimal design approach is found to be a valuable tool in the development of practical multivariable control laws for vehicles which evidence significant coupling and insufficient natural stability.     

半主动控制起落架缓冲性能初步研究

建立了半主动控制起落架缓冲动力学数学模型,模型中流量系数是油孔等效面积、流量或压差的函数,不再是固定值,而是变量.利用定油孔起落架的落震试验对该模型进行了校验.设计了两个简单控制律,第一个控制律按传统变油孔设计准则给定,第二个控制律按给定吸收功量时峰值载荷最小的准则设计.通过数字仿真对这两种控制律下的起落架和被动式起落架的缓冲性能进行比较.结果表明,半主动控制在提高起落架缓冲性方面有较大潜力.     

飞行员数学模型与新机飞行品质预测

简述了建立飞行员数学模型的重要意义和方法，给出了飞行员的常用数学模型形式及有关参数参考数据，并着重讨论了飞行员数学模型在新机飞行操纵品质评估预测中的应用 。