双组元变推力火箭发动机喷注器改进设计

液体双组元变推力火箭发动机单针阀喷注器,具有快速响应等明显优势,但同时存在组元比偏差过大和关机不可靠两个固有缺点.本文在分析研究其流量特性的基础上,对单针阀喷注器进行了改进设计,提出了双针阀方案,克服了上述两个缺点.     

具有自修复功能间接自适应飞行控制系统研究

分析了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,利用RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识,采用等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。依据系统各个部分的算法开发了仿真平台,对飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统进行仿真,解决了舵面损伤后气动参数变化问题。仿真表明,该控制系统是一个完整、鲁棒、收敛系统。     

倾转旋翼机过渡段最优飞行控制系统设计

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在空气舵控制的复杂操作特性,在完成倾转旋翼机数学建模的基础上,采用线性二次型最优调节器方法对其过渡段飞行控制系统进行了设计。仿真验证表明,所设计的飞行控制系统能够满足要求,说明了该设计方案的可行性。     

推力矢量飞机试飞技术模拟研究

为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。     

智能型减压器试验台的研制

主要介绍了基于硬件设备和软件编程基础上的智能型减压器试验台的设计与应用。测试系统保留了最通常的手动操作系统，增加了全新的自动数据采集系统。试验台可精确、同步测量高入口压力值时的瞬时出口压力值，同时，增加了入口压力控制系统，大大提高了工作效率。     

形成三星星座的小推力变轨的时间最短控制

在研究和发展星座技术中，星座的发射是一项关键技术。本文针对形成三星星座，利用最优控制中的极小值原理，解算了用恒值、连接工作、牛顿级小推力变轨的时间最短控制问题。文中建立了最优小推力变轨的数学模型，求得了最优变轨的解析解，并通过牛顿下山法求解了三星星座变轨的小推力工作最优时间、最优方向和最优变轨轨迹。最后对星座变轨小推力最优控制工程实现的途径进行了探讨。为工程应用和研究提供参考。     

环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究

针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。     

远程导引变轨方案修正算法

为在实际摄动条件下由远程导引变轨方案初始设计结果实现追踪航天器与目标航天器的交会,提出了一种修正变轨方案。将初始多脉冲式变轨方案转换为有限推力式并作修正,取远程导引结束时刻追踪与目标航天器间的相对轨道要素为目标函数,采用J2,J3,J4解析轨道预报器对目标函数计算需要的轨道进行预报,以历次变轨开始时刻、结束时刻和推力方向为优化变量,用边界约束有限存储BFGS(L-BFGS-B)优化算法获得的最优解为修正后的变轨方案,可消除摄动模型误差。算例结果表明,经转换和修正所得有限推力式变轨方案能在实际摄动条件下实现追踪航天器与目标航天器的交会。     

固体火箭发动机多分测量方法简介

简述了固体火箭发动机卧式、立工区多分力测量方法的基本原理，并给出了测量装置的组成及有关计算公式。经过长期实践，得出了卧式或立式多分力测量选择的一般原则。