弹道导弹的推力矢量控制系统设计

针对弹道导弹推力矢量控制系统的快速性和鲁棒性要求,采用变结构控制方法设计了三通道的推力矢量控制系统。建立了弹道导弹三通道姿态运动的动力学模型,将通道间的耦合项及外界干扰作为不确定项,采用了变结构控制方法进行补偿,并采用了自适应算法来更新变结构控制参数,对不确定项的上界进行估计,从而提高了控制系统的鲁棒性。仿真结果表明,所设计的推力矢量控制系统具有很好的控制效果。     

基于动态观测器的导弹武器系统故障诊断方法

为解决导弹武器系统多故障模式问题,提出了基于动态观测器的诊断方法,即采用1个动态观测器去检测一系列故障。当把耦合故障表示成故障信号的组合时,该方法可推广到耦合故障的诊断中。     

导弹空中挂飞分离试验仿真计算

导弹设计时必须考虑其投放过程中与载机分离时的安全性问题.利用计算机数字仿真技术进行导弹分离安全性分析是一种非常经济、有效的方法.在某型导弹挂飞试验中,我们以Euler方程和刚体六自由度运动方程为理论基础,完成了对该某型导弹在试验选定的各种速度、迎角下的投放分离轨迹进行了计算仿真,取得了非常满意结果,载机实际试飞验证表明,试验数据与理论计算结果十分吻合.该结果也证明了Euler方程和刚体六自由度运动方程在工程应用上是非常有效的,特别是对于具有一定长细比结构体的空中运动轨迹分析计算是非常适用的.     

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。     

整体式液体冲压发动机导弹一体化设计

整体式冲压发动机导弹一体化设计,是把导弹与整体式液体冲压发动机作为一个系统,以系统性能最佳为目标,同时优选导弹和发动机的参数,文中以中程超音速飞航导弹为算例,针对整体式冲压发动机的特点,研究了导弹/整体式冲压发动机的一体化设计问题。对总体参数和发动机设计参数在中、低空巡航两种情况下进行优选,使导弹的射程达到了最佳,并分析、探讨了为适应不同巡航高度要求,选择导弹和发动机参数的有关问题。     

采用智能阻尼的飞航导弹过载控制

首先分析了经典的飞航导弹过载控制系统结构,指出了其不足之处。然后给出了一种简单有效的基于规则的智能阻尼过载控制方法。同时,在控制设计过程中通过引入角加速度反馈相当于考虑了舵机的动态特性,使控制系统的动态性能得到进一步改善。最后,仿真结果验证了该方法的正确性和有效性。     

岸舰导弹自动驾驶仪故障诊断模糊专家系统设计

快速准确排除岸舰导弹自动驾驶仪故障是提高部队技术保障能力的重要途径。文章结合模糊专家系统的发展,设计了用于对岸舰导弹自动驾驶仪进行自动故障排除的模糊专家故障诊断系统,介绍了系统的基本原理和结构体系。该系统结合了专家系统和模糊控制的优点,能实现在复杂战场环境下对故障的快速诊断和排除。     

基于CPLD的导弹控制计算机测试信号实时仿真

采用复杂可编程逻辑器件(CPLD)实现了导弹装备控制计算机测试信号的实时仿真,介绍了仿真信号的形成原理和电路设计方法,并给出了部分电路和仿真波形。结果表明,采用CPLD技术可以简化电路的设计,提高电路的仿真精度和可靠性。     

带有横喷控制的导弹非定常流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发,采用NND2M差分格式,对带有脉冲发动机作为横向喷流控制系统、X型尾翼布局、飞行马赫数M∞=6.0、攻角α∈[-10°,10°]的导弹外流场进行数值模拟,研究了发动机非定常工作过程对导弹气动力动态特性的影响;计算表明喷口位于背风区时喷流影响较小,喷口位于迎风面时气动力变化较大,压心明显前移.     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。