导弹配平飞行数值模拟及控制优化

传统基于建模仿真的控制系统检验方法受建模质量的影响,在非定常效应较强时很难得出准确结果。为此,采用基于CFD的虚拟飞行数值模拟方法检验和优化控制系统。首先介绍了数值模拟方法,进行了纵向开环控制飞行模拟,结果与气动力建模仿真结果、风洞试验结果吻合较好,共同验证了计算方法和气动力模型。针对迎角拉起设计了PID控制器,阶跃响应仿真结果表明控制器具有良好的动态性能,然后进行了数值模拟验证,结果表明迎角超调量超过50%、调节时间1.7s。通过试探法对控制参数进行了优化改进,将超调量减小到14%,调节时间减小到1.18s,动态性能显著提高。分析表明,受控时尾舵角速度达到200°/s,非定常效应强,线性气动力模型不能精确描述这些过程,造成了仿真结果的差异;虚拟飞行数值模拟技术在控制律检验和优化上可以起到关键作用。     

专"咬"战斗机的"响尾蛇"

很多读者都知道"响尾蛇"这个名字,多年来,"响尾蛇"导弹就像一条吞噬飞机的毒蛇,使不少战斗机成了它的猎物.     

叶片失调及盘片耦合对叶栅颤振边界的影响

 本文用特征值法研完了叶片频率失调及盘片耦合对叶栅颤振边界的影响。计算结果表明:失调可延迟颤振边界,在一定的失调幅度范围内,随着失调幅度的增大,颤振边界向后移;不同的失调阶次对颤振边界的影响不同,影响的大小取决于颤振时的振动阶次。此外,计及盘片耦合效应后,失调叶栅的颤振边界前移。     

一种测量卫星液体推进剂的组合方法

提出并讨论了一种实现在轨卫星液体推进剂剩余量高精度测量的原理性方法。该方法基于推进剂消耗产生的自激励效应,利用配置在贮箱上的温度、压力传感器和推进剂管路上的流量计等数据测量设备,即可进行推进剂剩余量测量。     

基于加速退化试验的光纤陀螺组件寿命评估

工作在宇航环境中的光纤陀螺组件会受到复杂的应力作用,而陀螺组件本身结构复杂,价格昂贵,并且可靠性高,很难通过普通的加速寿命试验评估其寿命.运用包含剩余标准化系数的退化轨迹模型,描述了光纤陀螺组件退化量与应力水平的关系,并且运用双应力步进加速退化实验的方法,得到光纤陀螺组件在温度和辐照两种应力下的退化数据.结合光纤陀螺加速寿命模型,评估该陀螺组件在宇航环境下的寿命.     

窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。     

我国首次空间微重力下的材料加工试验

1987年8月5日至10日,我国首次利用返回卫星进行了空间微重力下的材料加工实验。本次试验共有12个项目,其中砷化镓单晶生长达到国际先进水平,Y-Ba-Cu高温超导材料试验则为世界首次,HgCdTe红外材料,Insb半导体材料和难混合全都取得了地面不能得到的结果。这次试验的多用途加工炉吸收了国外空间加工技术的特点,构思巧妙、效果明显.一炉多用开创空间搭载的新路子。     

双组元150 N自燃推进剂发动机单阀打开脉冲特性

为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。     

卫星推进剂剩余量测量技术地面试验研究

根据气体注入压力激励测量方法，研制了动态、高精度测量卫星液体推进剂剩余量原理样机，该样机以通信卫星双组元推进系统为测量对象。详细给出了利用该样机进行的地面试验情况，特别是测量数据平滑处理技术和液体蒸汽压误差修正技术。试验结果表明，当推进系统工作状态正常时，剩余液体体积量的测量误差小于贮箱总体积的１．０％，而当推进系统有小泄漏时，则小于２．０％。