微小型螺旋桨滑流内舵面操纵特性实验研究

微小型垂直起降飞行器悬停时往往采用螺旋桨滑流内舵面偏转进行姿态控制,但容易出现操纵力矩不足的问题。本文针对这一问题对微小型静推力状态螺旋桨与带舵面机翼的组合体进行了系统性的实验。通过对实验数据分析,本文指出通过优选螺旋桨几何参数可以改善操纵特性,并得出带舵面机翼不同构型对操纵特性影响的一系列结论,为如何改善此类飞行器悬停时的操纵特性提供了设计参考。     

基于临近空间防空导弹的气动力控制系统仿真

对基于临近空间防空导弹的气动力控制系统进行了研究和设计。给出了导弹的气动力控制系统数学模型的推导、建立过程,并利用状态反馈配置极点的方法,对导弹的控制系统进行了设计。在MATLAB/Simulink平台上,对具体实例进行了仿真计算,给出了导弹与目标的飞行仿真轨迹,以及导弹俯仰和偏航两个通道的过载变化图。通过对仿真结果的分析,指出了所设计的气动力控制系统在飞行于临近空间、气动舵输出过载大小有限的情况下,也能够使得导弹准确拦截目标。     

空间自主交会最优轨迹设计与跟踪控制

研究了基于最优交会轨迹的空间自主交会跟踪控制问题.根据应变能最小原则选取空间三次最优几何Hermite曲线作为交会参考轨迹,该参考轨迹在时间固定、端点及相应切矢量给定条件下应变能最小,且构造简单,光滑性好.针对空间交会模型的强耦合非线特性采用机器人控制中常用的计算力矩法设计参考轨迹跟踪控制器,实现了固定时间最优自主交会...     

航天器横向振动试验的力限条件设计研究

航天器力限振动试验技术可以缓解振动过试验现象.在横向力限振动试验中,除了界面横向力以外,界面力矩同样是一个重要的监测和控制参量.文章介绍了力限振动试验的基本原理以及简单二自由度方法、复杂二自由度方法和半经验方法;然后基于模态有效质量概念提出了力矩限设计策略;最后,计算了某航天器有效载荷的力限条件和力矩限条件,结果显示力...     

某型机主桨助力器最大输出力的确定

本文从某型机先期方案四片桨叶旋翼风洞吹风得出的铰链力矩随方位角变化的关系曲线出发,求出铰链力矩表达式。然后利用所求出的铰链力矩表达式对某型机助力器120°布置方案进行计算,得出按此布置的主桨助力器的最大输出力,结果与先期方案给出的助力器最大输出力相符,从而验证了上述的计算分析是正确的。最后再运用上述相同的分析方法对某型机助力器90°布置方案进行计算,得出了某型机按此布置的主桨助力器的最大输出力。     

FL-2风洞三维舵面铰链力矩实验研究

飞行器舵面铰链力矩测量风洞实验一般都采用应变片天平测量。由于诸多条件所限，比如天平刚度问题，舵面缝隙引起的上下窜流，铰链力矩测量实验技术一直是风洞实验中的难点。特别是现代飞机舵面越来越薄，这样，为了尽可能地真实模拟飞机外形，减少对翼面和舵面外形的破坏，留给天平的空间尺寸就很有限，天平尺寸更有限，必导致天平刚度较弱，在气动载荷作用下，天平弹性变形较大，给实验结果带来误差。所以如何保证铰链力矩实验结果的准确可靠，减少误差，一直是铰链力矩实验的难点。为确保实验结果的可靠性，本次实验采用单分量轴式天平和三分量舌片式天平相结合共同测量。这样，两者实验结果互相比较验证，可分析出实验结果的精准度。     

新型机电一体化微磁力矩器设计与实现

现代微小卫星的发展需要磁力矩器具备轻量化、低功耗、小型化、集成化等特点。提出了一种新的微型磁力矩器设计方式,采用机电一体化设计思想,使控制电路内嵌于支架的端面上,实现了磁力矩器结构和驱动电路的集成化和整体结构的小型化,明显优于传统的分离设计方式。采用单绕组线圈+脉冲宽度调制(PWM)换向驱动控制的形式,相比常规的双绕组线圈电流幅度控制形式,线圈的重量和体积都减少了一半,功耗更低,控制更加简便。驱动电路具有电流采样功能,可以实现闭环控制,相对于传统的开环控制策略控制精度更高。此外还对磁力矩器的线圈参数和磁芯参数进行了最优设计。所设计的磁力矩器在某微小卫星上已成功应用,表明了该设计方案的有效性和优越性。     

卫星遥控系统的安全性研究

本文对当前卫星遥控系统中大量采用的大回路反馈校验体制的安全性作了较为详细的讨论，提出了在大回路反馈校验体制下遥控安全保密系统设计的一般原则，并给出了该保密系统的实现技术手段和实现方法。     

侧向喷射受控导弹的数据分析和设计优化

本文叙述的是侧向喷射受导弹的数据研究，经过数据分析研究了导弹的法向力和俯仰力矩的特征，数据来自不同的喷射流动态、攻角、喷嘴在弹体上的位置以及喷射角度。以侧向喷射受控导弹四周各种喷射气流为对象，用空气动力分析得出超音速气流的结果，把俯仰力矩和法向力作为目标函数和约束函数，把飞行马赫数，攻角和侧向喷射流体角度定为设计变量，通过采用全面优化的初始算法和响应面方法，完成侧向喷射受控导弹优化设计，得出导弹控制的最佳飞行条件。