拦截弹自适应最优滑模制导和控制一体化设计

针对传统制导和控制分开设计在拦截高速机动目标时的缺陷,设计了一种自适应最优滑模制导和控制一体化算法。首先基于零化视线角速率的思想,建立了制导和控制一体化模型;然后选取视线角速率为滑模面,结合HOSM鲁棒精确微分器参数,提出了一种最优滑模一体化制导和控制算法;最后设计了一种不确定性上界的自适应估计算法。仿真结果表明,与传统的制导和控制分开设计相比,所设计的一体化方法使得拦截弹具有更小的脱靶量,且姿态变化更加平稳。     

基于GSVSC理论的STT导弹控制系统设计

基于模型跟踪全局滑模控制理论,针对STT导弹设计一种新型滑模控制算法。建立STT导弹纵向通道的数学模型及相应误差模型,给出模型完全跟踪的条件,根据控制系统的动态设计指标和稳定性要求,分别设计滑态参数阵和全程滑态因子,并分析算法的稳定性。仿真结果表明:当导弹气动参数时变且大范围摄动时,设计的控制系统仍具有良好的动态性能和强鲁棒性。     

液氧煤油发动机蒸发器路单向阀结构优化

在某次液氧煤油发动机试车中,由于蒸发器路单向阀调整流量小于设计流量,导致单向阀阀芯发生颤振,从而在发生器氧系统引入激励源,引起发生器供应系统的耦合振荡,发动机结构振动大幅增加,导致试车中止。根据发动机使用要求,对单向阀结构进行了结构优化。通过AMEsim软件对优化后单向阀进行的仿真分析及试验验证,表明优化措施有效。优化后单向阀参加发动机热试考核,工作正常。     

椭圆轨道编队构型的初始化控制研究

研究了椭圆参考轨道下的编队构型初始化问题,给出轨道面内绕飞构型的三种初始化策略.基于状态转移矩阵研究了构型初始化的两脉冲机动方法;基于高斯摄动方程,以降低燃料消耗为原则,研究了构型初始化的三迹向脉冲和四迹向脉冲方法,推导了速度增量的求解方程;对上述三种构型初始化策略进行了仿真分析,利用序列二次规划和遗传算法对计算结果进行优化.数值仿真表明,三种初始化策略均能完成构型初始化,三迹向脉冲初始化比两脉冲初始化节省约41%的速度增量,四迹向脉冲初始化需要的速度增量与三迹向脉冲初始化基本相等.      

低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。     

一种通信卫星天线性能预测技术

针对通信卫星天线性能预测问题,提出了采用几何绕射理论(GTD)算法进行仿真分析,利用仿真分析软件,计算了无星体和有星体影响情况下的通信卫星天线性能,通过优化天线布局参数改善了天线间的耦合度。结果表明,该方法可实际应用于优化通信卫星天线设计,达到提前预示整星条件下天线性能的效果,提前规避天线受到星体影响后性能变化较大的风险。     

深空探测返回舱着陆冲击动力学分析

为分析深空探测返回舱着陆冲击动力学问题,首先建立包括返回舱及着陆土壤在内的全柔体着陆冲击动力学分析模型,并利用"神舟号"载人飞船着陆冲击试验数据对土壤模型进行修正;然后利用非线性动力分析软件LS-DYNA对深空探测返回舱着陆冲击过程进行仿真分析。通过典型着陆工况计算,得到了返回舱着陆过程中姿态变化、应力分布、关键点加速度响应曲线及冲击能量分配等。仿真结果可为深空探测返回舱结构优化设计、着陆姿态选择及地面试验等研究提供参考。     

温度载荷下伞盘深度与脱粘深度对药柱应变的影响

为了有效降低含伞盘固体火箭发动机药柱在温度载荷下的应变水平,基于三维粘弹性有限元分析方法,利用有限元分析软件MSC.Nastran,对不同伞盘深度和人工脱粘层深度的发动机药柱进行了应力-应变分析。研究结果表明,伞盘深度和脱粘深度对伞盘最大Von Mises应变有较大影响,其中伞盘深度对最大Von Mises应变的影响规律随脱粘深度的不同发生明显改变。所得结论可为固体火箭发动机药柱设计提供有益参考。     

系统噪声对挠性卫星姿态控制稳定性能的影响

敏感器输出的姿态信息和执行部件输出的力矩会因部件的实际物理特性夹杂着不同水平的噪声．噪声会对系统的姿态精度和稳定度产生一定程度的影响．采用布朗运动的微商描述测量随机噪声和力矩随机噪声,分别对卫星为刚体的情况和具有附件的情况进行分析,从而得出噪声对卫星姿态的影响关系．算例表明,存在随机噪声的情况下,挠性附件会降低卫星的姿态指向精度和稳态性能．     

基于动态逆方法的三维制导律研究

基于零化视线角速率思想,设计了三维非线性动态逆制导律。首先建立了导弹和目标空间运动学模型和相对运动学模型;然后利用动态逆方法,将制导问题转化为角度跟踪控制问题,将导弹弹道倾角和弹道偏角作为反馈项,补偿输入动态项,将非线性控制问题转化为线性化问题进行求解,未出现隐动态,推导出了三维空间动态逆制导指令;最后运用带有延迟环节的三阶自动驾驶仪模型进行了仿真。结果表明,该制导律具有拦截机动目标的能力,且相对于比例导引,拦截时间短,脱靶量小,导弹过载变化平稳。