基于势函数法的航天器自主姿态机动控制

主要研究存在禁止姿态的航天器自主姿态机动控制问题.首先,给出航天器的动力学和运动学模型,利用四元数描述航天器与机动姿态和禁止姿态的姿态偏差,用相应的欧拉转角描述不同姿态间的距离.为利用势函数完成禁止姿态回避,结合航天器的运动情况设计排斥势函数(RPF)存在条件后,根据禁止姿态最小允许夹角构造一种新的排斥势函数.接着,利...     

机载机构动力学模型及运动计算

对飞机机动飞行时机构运动的影响进行简化处理,将机构工作时飞机加速度引起的惯性力附加在运动构件上,作为已知外力,只建立机构动力学模型,而飞机的动力学模型不计,从而省略了许多自由度,使问题简化。     

滚转机动飞行对纵横航向操纵要求

本文讨论了高机动性飞机滚转机动飞行对纵横航向操纵效能的要求,并以J-7飞机为算例进行了验证.计算结果表明,高机动性飞机作滚转机动飞行时,除了一般考虑稳定性要求外,还应考察本文提出的纵横航向操纵力矩要求及滚转机动飞行对航向稳定性的要求.     

飞行器再入机动制导的一种新方法

基于飞行力学的原理，建立了飞行器攻击地面目标的运动方程，进而运用计算结构力学与最优控制的相似性原理，将求解Ｒｉｃｃａｔｉ方程的一种新方法引入飞行器再入机动制导问题中。由于采用的是结构静力学中的子结构消元法，从而避免了本征值问题的求解。该方法大幅度地提高了计算速度，同时具有很好的数值稳定性，计算结果表明该方法的有效性。     

我国空空导弹发射装置接口通用他的途径

目前我国空空导弹发射装置与飞机接口的通用性很差，这种＂一弹多架＂现象对战备极为不利，并造成人力、物力的极大浪费。实现接口通用化有改变飞机接口和发射装置接口两种方法，但涉及的问题多、难度大，故不宜采取这种＂一步到位＂的做法。建议走分三步实施的途径：①压缩和合并已装机使用的发射装置接口类型；②限制正在研制尚未定型列装的发射装置接口类型；③要求新研制的产品必须符合将发布的有关国军标的规定。     

超机动飞行的非线性反推自适应控制

为解决对象参数未知时的超机动飞行控制问题,设计了一种非线性反推自适应控制器。针对超机动飞行的非线性模型,适当选取Lyapunov函数和中间虚拟控制信号,同时通过自适应控制律的设计来调节未知参数并得到了最终的控制信号。仿真结果表明,即使模型参数未知,所设计的控制律也能在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行,同时保证了闭环系统的稳定性。     

战斗机超机动飞行自抗扰控制器设计

提出了一种利用自抗扰控制器算法在大包线范围内设计超机动飞行控制系统的新方法。根据奇异摄动理论和自抗扰控制器能够动态补偿系统模型扰动和外扰的特性,在超机动飞行的快慢子回路中分别引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。控制律设计直接依据超机动飞行的强耦合、强非线性模型,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,大大简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决大包线范围内的超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

反舰导弹末端机动对近程反导舰炮的突防模型研究

分析了近程反导舰炮武器的工作原理以及武器系统的射击误差,依据反舰导弹突防“密集阵”系统的对抗过程建立突防模型,并对比分析了速度突防和机动弹道突防的优劣,指出了反舰导弹末端机动对于提高突防概率的必要性。     

同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析

采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.      

常数机动载荷对航空发动机转子系统振动特性的影响

考虑了一个带有非线性弹性支承的偏置圆盘Jeffcott转子系统,研究了常数机动载荷对该系统振动特性的影响.通过数值计算发现:常数机动载荷取不同值时,系统的幅频特性曲线可能出现滞后区变窄、消失以及二次跳跃现象;频率比不同值时,系统振幅与常数机动载荷关系曲线差别较大,在特定转速下,先将常数机动载荷缓慢增加至一定值,再缓慢降低至零,可能引起系统由小振幅稳态解跳跃至大振幅稳态解而无法恢复;转子轴心偏移量随着常数机动载荷增加而增大,受系统工作转速影响不大.