面向控制的燃油调节器动态特性研究

作为吸气式发动机燃油控制系统的被控对象,燃油调节器的动态特性对调节器自身的性能优化和控制系统设计均至关重要。基于燃油调节器的工作原理,采用集中参数法建立了燃油调节器的非线性模型,对其进行小偏差线性化得到其状态空间模型,计算获得其传递函数,并详细分析了燃油调节器的动态特性影响因素,为燃油调节器性能优化提供参考。通过模型降价简化传递函数模型获得其一阶模型,分析表明一阶模型和原模型的频域特性符合的很好,低阶模型能够表示燃油调节器的动态特性,为燃油控制系统设计和控制参数优化奠定了基础。     

液体火箭发动机热力组件动力学模型

 为了评判不同假设条件下得出的几种热力组件动力学模型的特点和适用范围,对其频率特性进行分析,并探讨了主要参数的影响规律。对于双组元非等温燃气流,在低频范围内采用考虑熵波效应的绝热流动模型更加精确。燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率值越大,推进剂流量波动产生的熵波影响越明显。通过在分布参数流动模型中添加指数衰减率来表示熵波随频率的增大而耗散。改进的声学模型形式简单,既能在低频范围内描述熵波,又能在高频范围表征熵波的耗散,可以在很宽的频率范围内合理地描述燃气流动的动态特性。     

嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现

针对嫦娥三号探测器的连续姿控喷气对飞行轨道产生的扰动影响,在精密定轨中建立了经验力补偿模型,并使用最小二乘估计算法计算经验力模型参数与探测器轨道。通过重叠弧段轨道精度评估法对该模型补偿效果进行了验证,结果显示,定轨预报的星历误差以及拟合残差均有所改善,特别是环月轨道的定轨精度由百米量级提高到十米量级。     

航天工程地面测控软件的软件生存周期模型

软件生存周期模型(Software Life Cycle Model)是用于描述软件从开始研制到退出应用全过程中,各种活动如何执行的范化模型。对于航天工程地面测控软件,瀑布模型、演化模型、螺旋模型、原型模型等传统模型往往不能非常有效地适应其特性,存在一定的困难和问题。本文结合这些经典软件生存周期模型,在分析航天工程地面测控软件高可靠、需求易变等特点的基础上,提出了更具针对性的生存周期模型——构造增量模型。     

Multi-frequency RCS Reduction Characteristics of Shape Stealth with MLFMA with Improved MMN

Three new control factors are presented for calculating the multipole mode number (MMN) efficiently and precisely. The effects of these control factors on the number of integral samples and the precision of multilevel fast multipole algorithm (MLFMA) are investigated. A new approach based on control factors which is proven to be able to improve the computational efficiency and reduce the needed memory significantly as well as ensuring the proper precision. For three aircraft models, the improved MLFMA is employed to analyze their multi-frequency scattering characteristics. It is found that aircraft shape can influence radar cross section (RCS) in different frequency zones. Both the multi-frequency RCS reduction characteristics of shape stealth aircraft and the conventional aircraft with stealth design taken into account are investigated, and the results show that shape stealth exhibits significant RCS reduction in the resonance and high-frequency zones, and with a weaker influence in the Rayleigh zone. Compared with radar absorbing material (RAM), shape stealth yields a wider multi-frequency RCS reduction. The above-mentioned results can be applied to stealth design for multiple frequencies or even for all frequencies.     

细粒度AP的改性双基推进剂燃速预示模型

在一维气相稳态反应流模型的基础上,讨论了细粒度AP对改性双基(CMDB)推进剂燃速的影响,引入工艺粒度d*s,修正了AP对燃烧表面结构影响因子fAP和分解影响因子gAP,建立了适用于细粒度AP的CMDB推进剂燃速预示模型,该模型可从推进剂化学结构参数出发,定量计算AP-Al-CMDB推进剂的燃速。结果表明:在压强9.8～19.6MPa条件下,不同AP粒度和含量下的燃速计算结果和实验结果吻合较好,大部分误差在5.0%,检验了模型的可靠性,对推进剂配方研制具有较好的指导意义。     

二阶弹体特性下带终端角度约束的制导律

针对导弹要求限制终端攻击角度以发挥战斗部的最大效能,提出了一种适用于攻击地面固定目标的具有终端角度约束的最优制导律,并和已有的具有终端角度约束的最优制导律进行了比较。该制导律针对二阶弹体特性,采用最优控制方法,使导弹在命中目标的同时,满足终端角度约束。数字仿真结果表明,所提出的制导律能够实现终端角度约束条件,具有较高的制导精度。     

某型喷口加力调节器减压比特性改进设计

为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。      

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。      

民用飞机预研论证权威真相源构建技术

权威真相源不仅是基于模型的系统工程实施的核心要素,也是"数字工程战略"的关键环节。对权威真相源构建技术进行了研究,包括对权威真相源进行了定义和分析,设计了权威真相源的构建目标和原则,构建了权威真相源的架构和业务流程,并对构建权威真相源的支持技术进行了研究。梳理了民用飞机预研论证的业务流程、专业模型和基础模型,最后通过民用飞机预研论证验证机的案例研究,证实了权威真相源构建技术的可行性。民用飞机预研论证权威真相源能够有效提升系统工程的组织性,提升协同设计效率,同时能够提高模型和系统设计的重用性,减少系统工程实施的复杂度,缩小开发成本。