歼击机配装主动雷达制导导弹关键技术研究

结合某型飞机的研制 ,总结了歼击机配装主动雷达型导弹需要解决的关键技术 ,论述了解决这些关键技术的一般技术途径和方法。     

固体火箭发动机特性对空射滑翔式弹道飞行器性能影响分析

为研究空射滑翔式弹道飞行器固体火箭发动机特性对飞行器综合性能的影响,构建了基于序列二次优化法(SQP)的弹道优化模型,设计了多套不同推力形式、不同特性参数的固体火箭发动机方案。通过开展空射滑翔式弹道飞行器弹道仿真分析,获取了不同动力特性下的最优爬升攻角变化规律,对比分析了相关弹道特征指标。结果 表明:采用长时间-小推力...     

采用修正比例导引的雷达寻的导弹脱靶量研究

利用伴随系统推导了采用修正比例导引规律时,目标阶跃机动和初始前置角误差引起的终端脱靶量公式,以及雷达测量误差引起的脱靶量均方根的解析公式.对比了比例导引和修正比例导引的制导性能.     

高超音速飞行器气动特性工程计算

计算了某高超音速火箭的气动特性 ,并用风洞试验数据进行比较 ,验证了计算方法是可靠的。在此基础上 ,用该方法计算了高超音速导弹各种常见外形的气动特性 ,形成数据库 ,便于今后在工程上应用     

Dynamical analysis of a spinning solar sail

This paper discusses the orbit and attitude dynamics of a solar sail, and gives the sufficient conditions of a stable orbit and attitude coupled system. The stability of the coupled system is determined by the orbit stability and attitude stability. Based on the sufficient conditions, a spin-stabilized solar sail of cone configuration is proposed to evolve in the heliocentric displaced orbit. For this kind of configuration, the attitude is always stable by spinning itself. The orbit stability depends on the orbit parameters of the heliocentric displaced orbit, the ratio of the orbit radius to displaced distance and orbit angular velocity. If the center of mass and center of pressure overlap, it can be proved that the coupled system is stable when the orbit parameters are chosen in the stable region. When the center of mass and center of pressure offset exists, the stability of the coupled system can not be judged. A numerical example is given and the result shows that both the orbit and attitude are stable for the case.     

弹性高超声速滑翔飞行器的状态/参数联合估计

弹性高超声速滑翔飞行器具有强非线性、强不确定性和刚体/弹性耦合的特点，对其状态和参数进行估计十分必要。为解决这一问题，提出了一种传感器布置策略和一种利用正交三角（QR）分解更新到达代价的滚动时域估计算法（MHE-QR）。首先，建立了考虑弹性的传感器观测模型并分析了传感器位置对可观性的影响，并在此基础上提出了一种反映系统可观性的性能指标。传感器布置策略以此性能指标为目标函数，将传感器布置问题转化为约束非线性优化问题并求解，即可得到最优传感器布置方案。然后提出了MHE-QR算法。在滚动时域估计的框架下，该算法利用前向动态规划原理将到达代价的计算转化为最小二乘问题，并给出了基于QR分解的到达代价更新算法。仿真结果表明该传感器布置策略和MHE-QR算法能够有效提高估计精度、收敛速度和计算速度。此外，MHE-QR算法具有实时应用的潜力。     

自适应评判神经网络在微分对策中的应用

采用由3个神经网络组成的自适应评判神经网络结构求解微分对策的2点边值问题,其中2个 为控制神经网络,分别实现对微分对策系统中双边控制器的优化,一个为协 态神经网络,用于对2点边值问题中的协态变量进行求解,协态网络的输出对控制网络进行 校正,训练以后的2个控制网络作为双边的反馈控制器在线应用.并将神经网络结果与采用 Chebyshev技术的微分对策数字解进行了对比.追逃微分对策仿真结果表明了该方法的有效 性,并且对初始条件和测量噪声具有较强的鲁棒性.      

高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动伴随分析

针对高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动问题,研究了伴随仿真方法及其应用。首先,利用伴随系统的数学定义式,从新的角度给出了伴随仿真方法的统一解释,包括误差预算性质和伴随一次仿真结果一般意义;对于随机线性系统,导出协方差分析的伴随。然后,在滑翔动力学建模和平稳滑翔弹道定义基础上,得到了平稳滑翔弹道定义的一致性;建立初始状态和气动力存在干扰的动力学模型,并在小扰动假设下得到标准平稳滑翔弹道附近的线性化微分方程。最后,通过伴随仿真算例,分析了确定性常值小扰动和随机扰动对平稳滑翔弹道的终端状态的影响,同时对比非线性仿真和蒙特卡罗仿真,结果吻合;伴随仿真方法的计算效率优势明显。      

射弹高速打击下油箱空腔动力学研究

为了确定高速射弹击穿飞机油箱后干舱起火的时间和燃油的泄漏流速,需要对射弹穿入燃油引起的空腔形成和崩塌过程进行分析,确定空腔的崩塌完成时间和空腔内的压力。建立了用于模拟高速射弹侵入燃油后空腔形成和崩塌的解析模型和数值模型,分析了射弹速度衰减引起的动能损失和空腔形成所需的能量之间的转换过程,定量计算了空腔内压力以及空腔崩塌完成时间和位置。研究结果表明:对于给定形状和尺寸的射弹,在空腔形成和崩塌期间,空腔内的压力和空腔崩塌完成时间变化较小,与射弹速度无关近似为常数;空腔初始崩塌的位置与撞击速度之间存在弱相关性。     

高速运动弹丸诱导的瞬态流场数值研究

采用基于任意拉格朗日欧拉(ALE)方程的动网格及嵌入网格法,结合二阶精度Roe格式和沉浸边界法,对弹丸由高压气体驱动从静止状态加速至超声速,射出膛口到完全飞离初始流场的整个过程进行了数值模拟.根据数值结果,详细讨论了初始流场、火药燃气流场的形成与发展以及与弹丸的耦合和相互作用过程.