过载约束下的大机动目标协同拦截

研究了非线性拦截几何下具有过载约束的多枚弱机动能力的导弹拦截强机动能力的目标的协同拦截问题。首先，在建立导弹的可达域、导弹的可行域以及目标的逃逸域这3个概念的基础上提出了非线性拦截几何下的基于逃逸域覆盖的协同拦截策略，并提出了基于标准弹道的设计方法。然后，给出了协同拦截制导律的形式，研究了导弹的末制导初始阵位、制导律参数以及导弹对目标机动的覆盖区域这三者间的关系，并设计了数值求解算法来实现对多弹的覆盖区域的分配、协同制导律的设计以及多弹初始拦截阵位的配置。最后，对理论结果进行仿真。结果显示，多枚机动性较小的导弹，通过初始拦截阵位的合理配置和协同拦截制导律的合理设计，可以实现对机动性能较强的目标的协同拦截。     

变螺距诱导轮的气蚀性能研究

为了研究变螺距诱导轮的气蚀性能,通过试验观察了变螺距诱导轮的气蚀发展变化情况,分析了其内部的压力脉动现象。结果表明:诱导轮内的气穴随着入口压力降低,会呈现不同的气穴形态;气穴发展受流量影响,流量越大,气穴发展速度越快;诱导轮内发生了同步旋转气蚀,同步旋转气蚀也受流量影响,流量越大,同步旋转气蚀越强。     

飞机等表速运动方程与稳态爬升参数计算

为了揭示等表速飞行的内在机理,建立了飞机等表速运动方程,提出了等表速爬升运动参数计算方法。对比等表速和等真空速爬升公式,提出了功率因子的概念,以反映飞机等表速与等真空速爬升所需单位剩余功率之间的关系。针对等表速等推力、等表速等梯度、等表速等升降速度3种典型爬升方式,应用飞机等表速运动方程给出了稳态运动参数计算方法。计算结果表明,3种爬升方式均存在稳态爬升剖面,稳态运动参数与表速呈一一对应关系。     

Performance analysis of variable speed tail rotors with Gurney flaps

Gurney Flaps (GFs) are used for improving the performance of variable speed tail rotors. A validated analytical helicopter model able to predict the main and tail rotor power is utilized. The fixed height GF has substantially small influence on the tail rotor power in hover and low to medium speed forward flight, and can obtain significant power reduction in high speed flight. This ability can be enhanced by decreasing the tail rotor speed. With the deployment of GF, the collective pitch of the tail rotor decreases, and the maximum tail rotor thrust increases. The GF can compensate the reduction of the maximum thrust by the decrease in the tail rotor speed. The GF with a height of 5% of the chord length can almost remedy 50% of the thrust reduction introduced by decreasing 10% of the tail rotor speed. With the increase of GF height, the maximum thrust generated by the tail rotor increases. The GF with larger height can cause the increase in the tail rotor power in hover and low to medium speed flight. The retractable GF can obtain more power savings than the fixed height GF. However, the benefit is substantially small even in high speed flight. Considering the side effects introduced by the active GF, the fixed height GF may be more preferable. The mechanism for the retractable GF to generate more tail rotor thrust is to increase the lift in advancing side due to the higher dynamic pressure.     

基于FPGA伺服系统控制器的设计

本研究主要讨论导弹伺服系统的整体组成结构、工作原理,驱动部分是一种特殊的机电一体化产品—稀土永磁无刷直流电动机,设计了一种位置环控制器方案。控制器以现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array,简称FPGA)为核心,完成数字式控制器的软、硬件设计;该控制器经过原理性试验,证明系统工作协调、稳定、可靠,实现了系统的基本控制功能。     

月球探测器加速度响应预测的时域子结构方法

航天器结构的日益复杂和庞大为全系统级的动力学仿真带来了更大的困难和挑战,目前主要采用动态子结构法来提高分析求解效率,并解决不同设计部门之间的模型共享和技术保护问题。月球探测器软着陆阶段的冲击力学环境一般由加速度冲击响应谱描述,由于高阶振型对结构加速度响应的影响要比对位移响应的影响大得多,所以在小阻尼情况下,经典的基于模态的子结构方法在相同截断频率下对加速度响应的预测精度远低于位移响应。为解决这一问题,引进基于脉冲响应函数的时域子结构(IBS)方法,提出了一种适用于预测加速度响应的降阶形式的迭代求解格式。利用探测器着陆数值模拟试验中测得的缓冲机构作用力作为激励,分别采用固定界面模态综合(CB)法和IBS方法分析了月球探测器的加速度响应。数值算例表明,后者在计算精度和求解效率方面均高于前者,并说明基于脉冲响应函数的子结构方法适于对月球探测器加速度响应进行高精度快速预测。     

低温度系数SmCo磁钢类精密零件加工技术

Sm Co磁钢属于稀土永磁材料,总体磁性能高,矫顽力大,抗干扰能力强;同时,温度系数低,磁性能更稳定。但这种材料零件脆性大,切削性能差,在加工或碰撞中容易掉渣、崩裂;加工中往往更难以装夹与定位。针对这些问题,本文从加工技术、工艺方法和加工参数等方面做了一定的分析与研究,并取得了较好的效果。     

BTT导弹的协调式分散鲁棒H∞控制器设计

BTT(倾斜转弯)导弹在飞行过程中常处于大迎角和快速滚动状态,这时通道间的运动学耦合为非线性形式且不能忽略.针对这一问题,提出了一种基于分散控制思想的协调式鲁捧H∞控制器设计方法.根据期望动态性能,为每个子系统设计高品质参考模型.引入协调支路有效消除通道间的主要耦合因素,并假设未补偿的耦合满足二次约束.基于鲁棒控制理论,在耦合项满足上述约束的前提下,设计控制器使得系统渐近稳定,同时从参考输入到跟踪误差传递函数的H∞范数最小.推导并得出了鲁棒控制器存在的充分条件,并将其归结为一个有限维线性矩阵不等式的优化问题.对BTT导弹的仿真结果表明了该控制方法的有效性.     

一种基于人工免疫系统的FPGA容错方法

通过对人工免疫系统容错性的分析和研究,提出了将人工免疫系统应用于硬件容错的4个条件.在此基础上设计了一种仿照人体细胞结构的新型FPGA可编程逻辑单元和一种基于人工免疫系统的容错方法.最后通过实验模拟故障的方法对该设计和容错方案的正确性和有效性进行了验证.