小型复合式高速直升机总体初步设计

复合式高速直升机是直升机的热点发展方向之一,为此开展了一款小型(100 kg级)复合式高速直升机的设计研究。首先,提出了设计要求并给出合适的总体参数。然后,进行了气动布局设计并绘制三维模型,对该构型存在的旋翼/机翼/螺旋桨气动力部件干扰使用动量源方法进行了初步分析,得到了气动干扰特性及机身气动部件随不同速度前飞时的升阻力特性。最后,基于常规直升机的飞行性能计算方法,提出了复合式高速直升机飞行假设及该构型飞行性能的计算方法,并对飞行性能进行了分析计算,完成了100 kg级复合式高速直升机总体方案设计。研究成果可为今后该构型飞行器的设计研究提供一定的借鉴。     

舰载倾转旋翼机着舰流场及气动干扰特性数值计算研究

针对舰载倾转旋翼机甲板着舰时的气动干扰问题,开展了着舰流场及气动干扰特性数值计算研究。首先,采用CFD技术建立了基于滑移网格方法的舰船与倾转旋翼计算模型,并通过试飞及风洞试验结果对比,验证了计算方法的合理性。然后,进行了倾转旋翼机流场及舰机复合流场数值计算,研究了风向及气流速度对倾转旋翼机着舰气动干扰特性的影响规律。结果表明：来流风速越大,气流经机库陡壁下冲速度越高,导致旋翼有效迎角减小,旋翼拉力减小;全机滚转力矩受侧向气流干扰左侧升力增大时,引起向右的滚转力矩;全机俯仰力矩受气流偏角的影响,气流从前方流动产生抬头力矩,气流从后方流动产生低头力矩。     

物体穿越斜激波干扰特性的数值研究

当物体以超声速穿越同向运动的斜激波时，它的飞行Mach数和攻角都会发生较大的变化。穿越过程中斜激波与物体脱体激波发生相互作用，形成复杂的激波干扰波系结构，基本的干扰形式为复合Mach反射结构。不同的穿越位置时，由于不同的来流条件，使物体上尾部凹坑内的流场和波系发生很大的变化，随着物体的穿越过程，当头部和凹坑下游壁面与翼面穿越激波时，阻力系数有两次剧烈的变化，法向力基本呈线性下降，压力中心先大幅度后移，物体逐渐穿过激波后又快速前移。因此穿越过程使物体加速，给物体的姿态带来很大的扰动。翼面穿过激波也造成阻力、法向力下降，压心后移。如果对有控制的飞行器，穿越激波时气动力特性和稳定性的急剧变化，将给控制系统带来很大的困难。     

基于IMU配以测量修正的月球软着陆自主导航研究

为了满足安全和准确的月球软着陆过程对高精度轨道确定和预报的需要,针对其中关键的动力下降段,提出了基于IMU(惯性测量单元)配以外部速度和距离测量修正的自主导航方法。为了消除初始导航误差和IMU测量误差,给出了利用速度/距离、速度与距离修正的IMU导航方法。利用惯性导航给出的参考轨迹,对状态方程和观测方程进行了线性化,基于线性化的模型和观测量的性质,分析了速度/距离、速度与距离修正的IMU导航系统的可观性。最后,通过数学仿真验证了自主导航的可行性和可观性分析结论。     

一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法

为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。     

空间飞行器总装设计

论述了空间飞行器总装设计的作用、实施程序和应遵循的原则。强调了应充分重视采用CAD技术进行模装以代替实物模装。通过模装、安装设计在满足各分系统要求的前提下,还要对各分系统提出设计要求,以求互相协调,共同满足。为了进行总装测试,必须设计和制造足够的地面支撑设备。为保证总装质量,满足整星的性能指标要求,必须充分注意控制总装技术状态和做好各种检测。     

雷达诱饵干扰对单脉冲雷达测角输出随机性的影响

首先对有源雷达诱饵干扰环境下雷达导引头所接收信号进行了数学建模,然后采用数字仿真的方法分析了两干扰点源的相对信号幅度、相位差及多普勒频差对被干扰雷达导引头诱偏方向的影响.初步分析结果表明:雷达诱饵干扰将导致雷达导引头的测角输出具有随机性.其随机性和干扰信号与目标回波间的相对信号幅度、相位差及多普勒频差均有关.由于雷达诱饵位于雷达导引头被诱偏的角度范围内,雷达诱饵被命中的概率应当是存在的.     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

单脉冲雷达导引头抗压制式干扰时域仿真

为研究单脉冲主动雷达导引头在自卫干扰(SSJ)和非SSJ条件下的抗干扰性能,建立了单脉冲角跟踪系统对SSJ和非SSJ压制式噪声干扰源进行跟踪的时域模型。仿真结果表明,在SSJ条件下,角跟踪回路的抗压制式噪声干扰性能较佳,跟踪情况与目标视线角速度有关;在非SSJ条件下,当导引头接收天线处远距支援干扰(SOJ)强于目标回波信号时,SOJ会引入较大的天线指向偏差。所建模型可用于雷达导引头抗干扰性能的仿真研究。