翼身融合布局大型客机的重心分析

在翼身融合布局飞机的总体设计阶段,为评估飞机总体方案的重心范围,建立了重心分析模型.分析模型以翼身融合布局飞机的几何参数为基础,应用参数化方法快速完成客舱布置,以工程估算和代理模型两种方法完成飞机的重量估算并计算重心前后限,绘制重心云图.基于重心分析模型,在Matlab平台开发了重心分析程序.以555座级翼身融合布局飞机的总体方案为例子来验证本文开发的程序.结果表明本程序可快速实现BWB飞机的客舱布置和重心云图绘制,分析结果可为飞机的稳定性和操纵性评估提供重心数据.     

一种基于指数趋近律的电动舵机变结构控制

根据简化的电动舵机数学模型,设计了一种采用指数趋近律的变结构控制器。证明了滑模的存在性、可达性和稳定性,并用符号函数减少系统的振颤。仿真结果表明：与极点配置法相比,变结构控制的响应快、抗干扰能力强,且结构简单、易实现。     

Analysis and control of inter-electrode gap during leveling process in counter-rotating electrochemical machining

The inter-electrode gap (IEG) is an essential parameter for the anode shaping process in electrochemical machining (ECM) and directly affects the machining accuracy. In this paper, the IEG during the leveling process of an oval anode workpiece in counter-rotating ECM (CRECM) is investigated. The variation of the minimum IEG is analyzed theoretically, and the results indicate that rather than reaching equilibrium, the minimum IEG in CRECM expands constantly when a constant feed speed is used for the cathode tool. This IEG expansion leads to a poor localization effect and has an adverse influence on the roundness of the machined workpiece. To maintain a small constant IEG in CRECM, a variable feed speed is used for the cathode based on a fitted equation. The theoretical results show that the minimum IEG can be controlled at a small value by using an accelerated feed speed. Experiments have been conducted using a specific experimental apparatus in which the cathode tool is designed as a combined structure of two sectors and a thin sheet. By detecting the machining currents flowing through the minimum IEG, how the latter varies is obtained indirectly. The results indicate that using an accelerated feed speed is effective for controlling the IEG, thereby improving the roundness of the machined workpiece.     

一种新型多变量系统变结构控制滑模趋近律

提出了一个新的用于多变量系统变结构控制的滑模趋近律.分析了该趋近律参数对系统动态性能的影响,讨论了参数的物理实现并给出了到达时间的简化计算公式.某二输入系统的仿真结果表明:该趋近律可保证滑动模态的快速到达,且能有效削弱抖振.     

基于变结构控制的前向拦截导引方法

对于来袭的高速大机动弹道导弹特别是洲际弹道导弹，由于其速度很高，应用常规的尾追式或迎击式拦截方式，对拦截弹的速度、机动性、准确性都有更高的要求，所以难度较大，为此产生了一种新型的前向拦截导引方法，设计了一种基于变结构控制的前向拦截导引律，它具有导引精度高、需求过载小等优点，数字仿真验证了所给方法的有效性。     

CE5T拓展试验轨道精度分析

针对嫦娥5T服务舱(CE5T)拓展试验中的绕地大椭圆轨道,分析了轨道动力学演化趋势,通过测轨数据类型组合策略分析了统一S频段测量(USB)和甚长基线干涉测量(VLBI)在定轨中的贡献,得到了百米级的精密定轨精度;针对地月第二平动点(L2)绕飞轨道,分析了地心和月心积分的轨道动力学差异,制定了精密定轨的参数求解策略,得到了百米级的精密定轨精度;针对月球交会对接轨道的特点,选取三种不同的重力场模型定轨,比较了三者在轨道预报和数据拟合的差异,并与嫦娥3号(CE3)环月轨道的定轨精度进行比对,验证了不同重力场的适用范围,从计算精度和效率两方面制定了优化的定轨策略。     

强度规范使用中的几个问题探讨

贯彻“军用飞机强度和刚度规范”既不能照搬规范条文,又必须维护规范的严肃性,目前更应强调从严肃性。从实践中提出制定型号规范的重要性。正确理解和贯彻规范中有关重量、重心位置的规定。     

空运油料容器地面模拟试验技术研究

空运油料容器地面模拟试验是验证飞机空运油料容器在正常飞行状态、紧急着陆时油料容器的结构强度是否满足设计要求的重要手段之一。针对试验中的碰撞波形控制技术、试验误差要求、软体油料容器的重心变化量等关键技术进行了探讨,为油料容器模拟试验方面的研究工作提供参考。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

机动弹头激光末制导姿态控制系统设计

简要分析了机动弹头激光末制导的必要性和可行性。针对机动弹头再入弹道和制导方式的特殊性,分析了激光末制导机动弹头姿控系统设计的关键技术。通过与传统控制方案的对比,提出指令前馈和变结构反馈的复合控制方案。仿真结果表明,系统具有较好的鲁棒性,能够基本满足系统姿态控制设计要求。