一类非线性系统的反演变结构控制及应用

针对一类非线性系统 ,将其变换为易于设计变结构控制规律的规范型。利用小脑关节神经网络( CMAC)估计系统中的不确定函数 ,利用 CMAC神经网络和多面滑模技术估计出变换后系统的状态 ,最后利用变结构控制技术设计出控制器 ,特点是无需已知不确定性函数及其各阶导数的上界 ,与经典设计方法相比 ,所提出的方案允许非参数化不确定性。最后将此方法应用于空空弹控制系统的设计中 ,仿真结果表明了该方法的有效性     

导弹气动伺服弹性稳定性分析

分析了带有舵面及控制系统的战术导弹的气动伺服弹性稳定性。动力学方程中包含弹体的一阶弯曲振动、弹体的刚体平动和转动 ,可控舵面只考虑刚体偏转。用细长体理论和气动导数方法计算了导弹的非定常气动力 ,两种方法均适用于亚音速和超音速情况。采用 Nyquist方法和 Bode图方法分析了某导弹的气动伺服弹性稳定性和稳定裕度 ,两种气动力方法所得结果一致。     

高温树脂基复合材料在超声速导弹弹体上的应用

描述了超声速导弹弹体的热环境，高温树脂基复合材料基体候选树脂，重点介绍了双马来酰亚胺，聚酰亚胺树脂和氰酸酯的性能及最新进展，最后描述了高温树脂基复合材料在超声速度导弹弹体上的应用研究。     

高温富油燃气超燃试验研究

在空气流量１．２ ｋｇ／ｓ 左右的地面连管试验台上, 进行了模拟飞行Ｍａ＝ ４, ５, ６的三个气流总温状态的碳氢燃料（煤油） 超燃试验。试验用双燃烧室方案, 由突扩型亚燃燃烧室燃烧产生的高温可燃气以马赫数１．２５喷入超燃室, 超燃室空气流马赫数为２．１５ （或２．１３）。不同空气流总温状态下燃料当量比对亚燃燃烧室和超燃燃烧室的试验结果表明, 双燃烧室方案实施煤油的超声速燃烧是可行的。若进一步采取混合增强和合理控制油量分配等措施, 则可提高双燃燃烧室超燃效率。     

巡航导弹防热部件热-振联合试验

针对高速巡航导弹防热部件热-振联合试验的需要,建立了高速飞行器高温热-振试验环境模拟系统,该系统由振动激励试验系统和热环境模拟试验系统组成.试验时,热试验系统按照导弹高速飞行过程中弹体表面温度的连续变化对气动加热模拟过程实施动态复现,同时激振系统对防热部件实施振动激励.试验结果表明,该环境试验系统能够为巡航导弹在热振复合状态下的安全飞行提供可靠依据.      

方形截面导弹动态摇滚特性研究

介绍了高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了方型截面导弹大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,方形截面导弹呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡和等速滚转。最后对摇滚的机理进行了探讨与分析。     

欧美固体火箭冲压发动机研制

详细介绍了欧美固体火箭冲压发动机的发展过程和研制情况,以及欧洲"流星"导弹用固冲发动机和美国"变流量火箭冲压发动机-飞行器概念"演示项目的研制和试验情况,并对固冲发动机关键技术的进展进行了分析.     

弹载共形相控阵天线拓扑结构分析

以弹载多模复合制导雷达导引头为应用背景,在未考虑极化的情况下,首先建立了任意有向阵列的方向图函数;然后,采用同心圆等角度、同心圆等间距以及矩形栅格 3种不同配置方式,建立了锥面共形相控阵天线模型,推导了不同配置方式下天线阵列方向图函数;通过比较其方位面及俯仰面的副瓣电平,得出结论:同心圆等间距配置方式是锥面共形相控阵雷达导引头天线单元的最优配置方式。     

高密度内埋空空导弹战斗部优化设计

空空导弹破片战斗部对空中运动目标的单发杀伤概率模型存在不足,精确计算其单发杀伤概率,并对导弹战斗部主要参数进行优化设计,对战斗部的总体设计和提高战斗部效能具有重要意义。在分析战斗机要害部位特性的基础上,根据战斗部对运动目标的杀伤机理,分别建立单枚破片对目标的击穿模型、引燃模型和冲击波杀伤模型;基于所建立的战斗部条件杀伤概率模型,采用多指标单目标粒子群优化算法对战斗部的装填系数、破片数量、单枚破片质量、破片静态飞散角和破片静态飞散方向角五个主要参数进行优化设计。结果表明:优化不仅改善了高密度内埋空空导弹单发杀伤效能,而且减小了战斗部的质量。研究结果可为新型战斗部设计提供参考。     

国内外战术导弹外防护涂层技术现状与发展趋势

首先介绍了固体火箭在飞行过程中采取的气动热防护措施,然后简要论述了外防护涂层的作用机理及选材研究,并对国内外的涂层研究现状进行了综述和对比分析,最后对未来涂层的发展方向进行了展望.