SINS/GPS制导炸弹俯仰平面制导控制一体化设计

根据SINS/GPS制导炸弹动力学特性,首先推导了俯仰通道的制导控制一体化状态模型.然后在充分考虑制导和控制回路的不确定性基础上,利用terminal滑模控制方法,设计了制导控制一体化状态反馈控制律,所设计的控制器一方面保证制导炸弹满足打击精度和末端落角约束要求,另一方面保证控制回路的稳定性与鲁棒自适应性.采用模糊控制克服了变结构控制项引起的系统抖振.最后,分别进行了极端气动条件与取投放域边界值情况下的某型SINS/GPS制导炸弹六自由度飞行控制弹道仿真,仿真结果验证了此方法的有效性.     

基于MBD-CFD的软管-锥套空中加油仿真框架

随着无人加油等新兴应用场景的出现,软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真,已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面,基于工程简化模型的软管-锥套仿真方法的数值模拟精度难以满足实际需求,另一方面,完全基于非定常计算流体力学（CFD）的耦合仿真方法计算量较大,在有限计算资源条件下难以满足快速设计迭代与多参数优化的计算效率需求。通过将多个求解层次的流固耦合分析工具有机结合,建立了基于多体动力学（MBD）和CFD的加油机软管-锥套装置的耦合仿真框架和方法。对典型加油机-软管-锥套组合体的全尺寸构型和缩比构型进行了数值模拟,通过多个算例验证了本方法的可信性。通过将非定常CFD方法与基于气动建模的尾迹流场动态插值方法结合,可将后者的计算精度提高至与非定常CFD方法相当,同时将计算量减小2个数量级以上,从而实现了计算精度和效率的兼顾。     

直升机涡环状态建模仿真研究

涡环对直升机的飞行安全具有很大的危害,直升机在陡下滑机动过程中可能会进入涡环状态.通过对滑流理论的修正,得到了适用于涡环状态的直升机旋翼诱导速度计算模型.以此为基础,进行了直升机涡环状态的实时仿真研究,给出了直升机进入涡环后典型的响应特征.仿真结果与试验/试飞结果具有良好的一致性,说明所建模型准确、可靠.     

仿真及有限元分析在机构设计中的应用

本文主要利用机械系统计算机虚拟仿真技术及有限元分析技术验证了大攻角腹撑系统设计的合理性。同时也为机构的设计提供了一种新的计算机辅助设计方法。     

模拟火星大气环境对典型柔性结构热防护特性的影响

随着深空探测任务的逐步开展,火星被视为最重要的载人探测目的地之一,而火星大气环境给柔性结构的热防护带来挑战。文章以舱外航天服手套为柔性热防护结构的研究对象,通过建模实现了舱外手套在火星大气环境冷工况下漏热功率的分析,并开展了模拟火星大气环境下舱外手套的热防护试验研究。结果表明：相比于近地轨道应用,现有舱外手套的热防护能力在火星大气环境中将显著降低,在冷工况下手套的漏热功率超过10 W,且局部热防护不足。在此研究基础上,文章对分析模型的完善、试验方法的拓展以及柔性热防护结构的改进等进行了展望。     

原子氧对航天器表面材料作用的数值模拟

对氏地球轨道环境对航天器表面材料的影响和航天器表面材料的低地球轨道环境寿命评定方法进行了介绍;并对低地球轨道环境和地面试验环境下,有无保护涂层的业胺所受冲蚀作用进行了成功的数值模拟,获得了具有工程应用价值的数值计算结果。该工作对航天器的设计具有指导意义。     

复合材料制造过程仿真技术综述

复合材料制造过程仿真技术的有效应用可以在复合材料构件设计之初对其制造过程中可能出现的缺陷,如分层、孔隙、温度不均、变形等问题进行预测,从而为优化构件结构、调整工艺参数或模具型面提供依据。对目前复合材料设计制造领域常用的一些软件进行简要介绍,并针对目前复合材料制造过程温度场分布和固化变形仿真技术中存在的问题进行了阐述与讨论。     

镍镉电瓶原理解析及装机时限可延性探析

以镍镉电瓶装机应用合理化为出发点,首先解析了电瓶充放电原理、过充电原因和电瓶记忆效应,并以此为依据,科学分析影响制约电瓶装机时限的因素,以实际使用数据为支持,科学延长镍镉电瓶装机时间,提高使用效率。     

卫星控制系统多转台多模拟器半物理仿真方法

卫星控制系统半物理仿真是在实验室中模拟卫星在轨道上运动特性的一种试验方法 ,它通常用于验证卫星控制系统方案和性能指标。卫星控制系统半物理仿真包括将硬件接入路的卫星动力学仿真和运动学仿真。仿真计算机计算卫星的动力学和运动学方程 ;转台模拟卫星在空间的运动 ;目标模拟器用来模拟作为卫星姿态敏感器的参考目标 (太阳、地球和恒星等 )的环境特性。为了将控制系统硬件接入试验路 ,必须适当地处理一系列的关键技术。卫星控制系统多转台多模拟器半物理仿真方法适用于带有多种敏感器的复杂卫星仿真。     

直升机飞行控制系统的快速原型设计

针对直升机飞行控制的特点，结合国际直升机界的研究热点，提出了直升机飞行控制的快速原型设计方法，该方法分利用当今计算机领域的最新技术，在不牺牲系统性能的前提下，以最低的成本，最快的速度，构建最小规模的实时系统和直观的控制系统设计界面，并提供完整的验证手段。