非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

具有最小航向误差的变结构导引规律设计

研究了具有最小航向误差的变结构最优制导问题，选择滑动面函数是航向误差和视线角速度的函数，得到的变结构制导规律由变增益比例导引项、航向误差项以及补偿项组成，弹道收敛性好。在拦截点以前，制导进入滑动模态，在滑动面上，变结构制导规律呈现平行接近法导引性质，具有最小的脱靶量和最低的控制能量要求，仿真结果证实了该结论。     

一种自适应变结构制导律

为了使导弹制导系统具备良好的鲁棒性，本文提出用滑模变结构控制理论设计末端导引规律。结合时变系统的特点，本文提出并应用了滑模自适应趋近律这一概念。理论分析和数字仿真表明自适应变结构制导律具有优良的弹道性能和鲁棒性。另外，此制导律比较简单，便于应用。     

检前数据事后处理软件算法的研究与设计

针对多目标测控系统中检前记录数据事后处理的实际 ,提出的多点检测法 ,有效地提高了目标信号捕获的可靠性 ;采用变带宽技术解决伪码动态跟踪问题。在载波跟踪中 ,采用 Costas- AFC复合环作为载波信号的跟踪环 ,既可解决高动态跟踪问题 ,又可很好地满足跟踪精度的要求 ;采用数据反演技术有效地提高了数据利用率 ,保持了数据的完整性。最后总结了利用软件优势提高测量精度的几种方法。实际工作证明 ,所述方法的确是可行的、有效的     

月球探测中通信跟踪(C&T)技术遇到的新问题

以技术成熟的GEO以下近地轨道的C&T技术为参照点,提出月球探测遇到的新问题———长时间、远距离地月转移轨道测量、环月轨道段测量和月面登陆段测量中的新问题,给出解决这些问题的合理方法。     

四轴型磁悬浮动量轮变结构控制

根据空间飞行器姿态控制用四轴主动控制型混合磁悬浮动量轮的动力学方程,采用变结构控制(VSC)法设计了一种多输入多输出系统控制器。二次型最优控制用于确定最终滑模运动方程,趋近律用于决定变结构控制输入,实现了磁悬浮动量轮快速稳定的鲁棒性控制。仿真结果表明,VSC的动静态特性较好,其滑模运动的不变性可有效消除陀螺力矩的影响,并能实现控制能量的优化。     

气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真

借鉴气体减压器动态仿真的有限体积模型发展了一种可仿真气动薄膜调节阀动态流场的有限体积模型,并结合简单的比例-积分-微分(PID)控制算法,发展了一种可仿真气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真模型。采用此模型,运用模块化建模与仿真方法对气动薄膜调节阀控制液体火箭发动机贮箱压强的简化系统进行了动态工作过程仿真,比较了不同PID参数和初始参数设置情况下的控制品质。数学模型和建模方法显示出较好的有效性和通用性。     

刚体卫星姿态跟踪鲁棒变结构控制

针对刚体卫星在变轨机动时存在参数摄动,非线性强的特点,采用双回路鲁棒变结构控制器,它能确保系统在一定条件下具有全局渐近稳定性,并且系统能在有限的时间内到达滑动平面,具有鲁棒到达条件,同时控制律实现简单。最后给出了具体的数值算例,数值仿真结果良好。从数值仿真结果来看控制器在存在较大不确定性情况下(考虑系统转动惯量有5%的不确定性),依然保持良好性能,具有很强的鲁棒稳定性。     

基于变结构控制理论的BTT导弹自动驾驶仪的三通道独立设计

对于倾斜转变导弹而言，现有的自动驾驶仪三通道独立设计方法都是在忽略通道间耦合关系前提下根据经曲控制理论的单变量频域方法设计的。本文基于变结构自适应控制理论。提出一种新的ＢＴＴ导弹自动驾驶仪三通道独立设计方法，该方法不仅在其设计过程中保留了通道间的全部耦合因素，而且控制律完全基于被控对象参数变化的上下界，无需对系统进行在线参数辨识，从而提高了设计的准确性，增强了系统的适应性和鲁棒性。运用所提出的方法     

可用于战术导弹的针栓喷管发动机技术

针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒，栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积，引起燃烧室内压强变化，进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度，增大导弹的射程，缩短打击时间，增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。