轻型动能拦截器固体控制发动机方案分析

对国外轻型动能杀伤飞行器（ＫＫＶ）采用固体燃气发生器作动力的控制发动机方案进行了分析,比较了变流率燃气发生器、装药设计和脉宽调制变推力执行机构方案等,提出了适合国内技术条件的可行方案,并讨论了有关技术问题。     

双轨控发动机动能多拦截器制导律研究

在多拦截器反导应用背景下,对双轨控发动机动能多拦截器制导律进行了研究,并基于三维最优制导律对三维空间内平面拦截弹道制导方法进行了研究。该方法基于三维最优制导律寻找初始拦截弹道平面,在弹道平面内根据新的目标末端估计值产生指令过载,最后对该方法进行了仿真计算,试验结果表明该方法具有科学性和工程应用价值。     

基于零控脱靶量的拦截器轨控发动机优化设计

为提高动能拦截器变轨拦截能力,考虑目标与拦截器相对距离、相对速度等因素,构建了拦截器零控脱靶量、轨控发动机内弹道、发动机质量与尺寸等优化模型,将遗传算法和Powell算法相结合进行轨控发动机不确定性优化设计.应用算例表明,采用优化设计后的轨控发动机,拦截器可修正的最大零控脱靶量至少提高17.9%,不确定性因素的影响更加明确,为动能拦截器总体优化设计提供了参考.      

姿/ 轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层

概述了国内外姿/轨控液体火箭发动机高温抗氧化涂层的研究和应用进展,研制过程涉及多种材料体系,但仅有几类广泛应用于型号,包括Nb基材表面硅化物材料体系、Pt-Rh合金、Re基材表面Ir涂层。随着对发动机性能要求的提高,Re/Ir材料体系成为目前主要的研究方向。     

基于改进增广径向基的固体姿轨控发动机推力快速预示

为实现沉积影响下的喉栓式固体姿轨控发动机推力快速预示,提出一种融合各向异性和快速交叉验证的增广径向基近似建模方法。基于正交条件构建混沌多项式增广的径向基混合模型,并提出基于样本局部密度的各向异性方法,进一步提高混合模型精度。采用递归演化的拉丁超立方试验设计生成样本点,根据通用交叉验证误差求解过程中高阶矩阵快速求逆方法,降低模型训练的计算复杂度。与其他常用代理模型方法相比,本文提出的方法具有更好的精度和稳定性。将本文方法应用于固体姿轨控发动机推力快速预示,预示结果与仿真结果偏差控制在2.5%以内,计算耗时由小时级降低至秒级。     

固体姿轨控发动机燃气阀门高频工作特性研究

燃气阀门技术是固体姿轨控动力系统的核心技术之一,本文提出了一种电机直驱的旋转式高频工作燃气阀门系统,该系统具有动态响应迅速、结构简单可靠等优点。通过对阀门受热膨胀分析以及高压气流冲击的仿真分析,综合考虑阀门高频切换的可靠性和燃气泄漏量,对阀门间隙进行了优化设计;同时,针对阀门转角、电机减速比与阀门到位时间进行了参数化性能影响分析,发现在确保阀门可靠切换所需转矩的前提下,降低电机减速比能够大幅提升阀门高频响应性能;阀门到位时间随阀门转角变化的增幅低于线性增长幅度,可适当增大阀门转角以消除控制偏差和装配偏差的影响。最后,通过研制的一台单阀门样机进行地面热试考核,验证了电机直驱的旋转式高频工作燃气阀门工作的可靠性,阀门全程切换正常,响应时间在10ms以内。     

固体姿轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法

固体姿轨控发动机通过伺服机构控制喉栓位移实现推力矢量调节。为实现推力精确调控,需拟合大量地面试验数据,得出发动机喉栓位移与推力矢量间的数学模型。提出了一种面向喉栓式固体轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法,实现了单次试验中不同燃烧室理论压强及喉栓位移组合最大覆盖,为最低试验成本下精准构建喉栓位移与推力输出模型提供训练样本。以四阀固体轨控发动机作为对象,基于零维内弹道实现燃气发生器压强求解。采用Φp准则评估喉栓位置组合遍历性,并对其进行优化,获得合理的喉栓运动方案。算例结果证明实验设计后方案在整个运动周期内几乎遍历各种组合状态,较实验设计前Φp值提升近40%,验证了本文实验设计方法在时序工程问题中的优良性能。采用实验设计方法可提高固体姿轨控发动机地面试车数据利用效率。     

液体姿轨控发动机贮箱自动增压仿人智能控制研究

为研究液体姿轨控发动机自动增压方法,在理论分析自动增压系统性能的基础上,搭建了以孔板为控制元件的自动增压实验系统,采用仿人智能控制策略,开展了基于冷流实验的自动增压性能实验,并通过发动机试验验证,实现了发动机贮箱良好的平稳性、快速性和准确性.研究表明,在增压系统结构和增压气体介质给定的情况下,孔板节流面积、孔板出入口压...     

临近空间动能拦截器神经反演姿态控制器设计

为满足临近空间动能拦截器姿态控制快速性、准确性和鲁棒性的要求,设计了一种自适应神经反演姿态控制器。首先,建立了姿控发动机侧喷干扰模型,并推导了包含质心漂移、参数摄动和外界干扰的三通道强耦合模型;其次,设计了自适应神经反演姿态控制器,为提高控制精度,采用径向基函数（RBF）神经网络对各个通道的不确定项进行估计和补偿,并基于最小学习参数的思想,将神经网络学习参数拟合为一个参数,提高了RBF计算效率,保证了估计的实时性。最后,采用伪速率（PSR）脉冲调制器将设计的连续控制律转化为脉冲控制律,实现了拦截器的变推力控制,并克服了脉冲脉宽调制（PWPF）调制器相位滞后问题。数字仿真表明,所设计的控制器收敛速度快,控制精度高,对强扰动具有鲁棒性。     

基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现

针对液体姿轨控火箭发动机地面试验高精度、高风险和灵活多变的特点,设计研发了一套以PXI （PCI extensions for instrumentation）控制器为主体的发动机试验测控系统.控制系统拥有40路开关量控制能力,综合运用手动、时序和自动控制方式.测量系统拥有120路信号同步采集能力,具备故障诊断功能.测控系统软件使用LabVIEW开发,通用性良好.为增强控制可靠性,设计了面向工艺流程的试验面板,应用嵌入式控制,进行信号多级监测并引入紧急自动关机控制.为提高测量精度,对测量参数进行原位标定,提出了一种改进的干扰消除电路.该系统已多次成功应用于液体姿轨控火箭发动机地面试验,采用的设计方法有效地提高了测控系统的可靠性,测量精度和控制精度分别达到0.5%和0.1ms,能够充分满足多种类型的液体姿轨控火箭发动机对试验测控系统的要求.     

动能拦截器助推段导引方案研究

针对大气层外高速飞行的目标, 提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法.建立了拦截器和目标的运动模型, 在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法, 同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域, 并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数.仿真结果表明, 该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制.      

大气层外动能拦截器末制导分析

以大气层外动能拦截器拦截战术导弹弹头为研究目的，建立了拦截器的六自由度运动学，动力模型，以及拦截器的轨控和资控发动机推力特性和控制模型。提出了修正比例导引律的实现方案，进行了末制导过程的仿真，并分析了影响脱靶量的一些因素。仿真结果表明，在轨控和姿控发动机的作用下，拦截器可以直接命中目标。     

远程弹头机动突防方案初步研究

提出了战略弹头机动突防的思想，研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法，通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能，并指出采用这种方案后，通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落点精度。     

离散RCS的PWPF调制方式改进及混合控制逻辑设计

可重复使用飞行器(RLV)再入控制常涉及离散的反推力控制系统(RCS)和连续的气动舵面的混合控制,其中避免离散RCS出现极限环振荡和混合控制的逻辑是设计的关键问题。为此,对应用脉宽脉频(PWPF)调制的离散RCS进行极限环振荡行为的离散描述函数法预测,推导极限环出现条件,设计了一种前置非对称死区环节规避极限环而不损失性能,在此基础上提出便于工程应用的RCS与气动舵面混合控制逻辑。通过对典型飞行器的控制仿真验证表明,改进的离散RCS的PWPF调制方式及设计的混合控制逻辑能够获得良好的控制效果,满足控制要求。     

推力矢量飞机自适应控制系统仿真平台研究

研究了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,研究了RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识和等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。并且根据系统各个部分的算法,采用面向对象技术语言VC 6.0和三维图形语言OpenGL开发了仿真平台,利用仿真平台实时演示了飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统运行仿真,解决了飞机飞行过程中存在舵面损伤和气动参数变化的问题,该仿真平台可以根据需求进行飞机故障加载,具备完备的推力矢量飞机自适应控制系统仿真功能。     

带推力矢量飞机的重构飞控系统设计

带推力矢量飞机的重构飞行控制系统是由带推力知量的基本飞行控制系统和重构控制系统两部分组成。前者是加装推力矢量飞机控制的关键。后者是当飞机舵面或作动器发生故障后，利用矢量喷管进行飞控敏理构，可以使推力矢量再次发挥作用。以加装推力矢量喷管的飞机为研究对象，阐述了上述两种控制系统的详细设计方法，此法带有一定的普遍性，为进一步展开这方面的研究提供了参考。     

气动推力矢量喷管研究近况和发展趋势

推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术;其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转;具有革命性优势;并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过数十年的研究;气动推力矢量喷管逐步经历了概念设想、初步探索、机理研究和工程实验等阶段;其技术成熟度不断提高;正朝着初步工程应用发展。着重介绍了近年来具有代表性的国内外研究人员在多种气动推力矢量喷管上的研究成果;探讨了气动推力矢量喷管的发展趋势和未来研究重点;指出需要进一步加强内部流场的机理研究;攻克包含多目标、多学科综合优化和飞行器、发动机与气动推力矢量喷管的整机匹配等在内的关键技术;推进工程应用;以期为气动推力矢量喷管技术的应用提供参考。     

小推力登月飞行器轨道初步研究

进行了基于二体模型和平面三体 登月飞行器轨道控制方法的初步研究。首先研究了在二体模型下,基于逃逸条件和“远地点可达”条件下不同推力作用下的飞行器运动仿真。接着将“远地点可达”要领应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。     

矢量推力飞行控制不确定性系统中鲁棒控制器的设计

采用加权灵敏度函数环路成形的H∞准则,给出了矢量推力喷管飞行控制系统的一种鲁棒控制器设计方法。飞行条件变化时,该对象模型P不稳定,且模型存在动态不确定性,P~(-1)含虚轴极点。在摄动的模型上进行了鲁棒性能的仿真验证。     

直接力与推力矢量复合伺服控制技术研究

随着飞行器控制技术的发展,直接力、推力矢量等控制执行技术在飞行器控制领域得到广泛应用。直接力与推力矢量都具有对飞行器姿态控制效率高,精度好等优良特点。直接力在调姿过程中,系统动态过程平稳,但对于大姿态偏差情况下,直接控制的系统调整时间较长;推力矢量控制在面对大姿态偏差情况下,系统调整时间较短,但系统动态过程平稳性较差。本文结合直接力与推力矢量控制特点,设计了直接力与推力矢量复合控制策略。以某飞行器为研究对象,建立了飞行器的动力学与运动学模型以及直接力与推力矢量模型,提出了直接力/矢量推力复合控制技术的分配策略。经仿真验证表明,复合控制方法及控制分配策略使控制系统具有较快的响应速度和控制精度。