带有攻击角度控制的三维制导

在三维空间导引动力学与运动学模型的基础上,假设目标静止,而导弹本身以恒速运动,基于李雅普诺夫稳定性理论设计了三维导弹导引律。根据实际的攻击角与设定的攻击角误差,分析和设计了期望的视线角运动学,在此基础上,给出了带有攻击角度控制的三维导弹导引律。仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。     

固体火箭发动机喷管摆角校准方法研究

介绍了固体火箭发动机全轴摆动喷管的摆角校准技术方法,论述了为实现该技术而采取的技术措施以及新结构、新方法的建立过程。以FG-xx发动机喷管摆角校准数据证明了该技术的适用性和高精度指标。     

一种实现大角度打击的制导律设计

针对导弹带落角约束条件的作战要求,基于Lyapunov稳定性原理设计了一种既能准确命中目标又能保证大落角的制导律.该制导律将末端角度约束转化为弹目视线角约束,其表达式包含两部分,分别是基于弹目视线角速度的反馈,及弹目视线角与期望视线角之差的反馈.通过合理地调节二者的比例关系,即可保证该制导律在可用过载范围内以期望的大落角击中目标.此制导律形式简单,便于工程实现.此外,充分考虑了导弹的机动性能和导引头特性,给出了末制导律引入时的最佳初始条件.通过某型导弹的弹道仿真,验证了该制导律的有效性.      

高超声速飞行器攻角特性数值研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了攻角变化(-10°~7°)对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流及发动机点火3种不同工作状态下飞行性能的影响。结果表明,当攻角在-10°~7°之间变化时,飞行器的升力系数和升阻比都是随着攻角的增大而不断增加;而俯仰力矩系数却是随着攻角的变化,先增大后减小;在进气道关闭时,随着攻角的不断增大,飞行器的阻力系数亦不断增加,在其他2种工作状态下,随着攻角的增大,飞行器的阻力系数是先减小,后增加,且变化较缓慢,但阻力系数在3种工况下总的趋势是随着攻角的增大而增大。     

刚体飞行器大角度机动的反馈非线性化控制

研究了刚体飞行器大角度的姿态控制问题,采用四元数描述刚体姿态,建立了刚体姿态运动的数学模型。基于反馈非线性化技术,通过构造李雅普诺夫函数推导出标量增益的线性控制律和矩阵增益的非线性控制律。两种控制律不需要知道系统参数,对模型误差具有鲁棒性。理论分析和仿真结果表明,所求控制律对闭环系统具有全局渐近稳定性。     

四探针电阻率测试仪恒流源的设计

基于恒流源对四探针电阻率测试仪测量准确度的重要性,利用闭环反馈控制输出恒流法,采用运放OP07,MOSFETIRF640,模拟开关CD4051BC完成了恒流源的设计,并分析和解决了模拟开关导通电阻对测量带来的影响。该测试仪能根据半导体材料的不同自动给出不同量程的电流,满足了实际工作的需要。     

扩大并联机床工作空间方法的研究

针对机床坐标系和工件坐标系的关系,采用一致坐标系转台转角分解和非一致坐标系转台转角分解方法,从而达到扩大并联机床工作空间的目的。     

窄频差硅基环形陀螺检测闭环控制系统设计

针对窄频差硅基环形波动陀螺动态性能差的问题,提出了一种基于比例积分微分-惯性环节(proportion integral differential-inertial element, PID-IE)的串联式相位校正检测闭环系统控制器。以硅微机械陀螺仪结构运动方程为基础建立了理想的窄频差U形弹性梁硅基环形波动陀螺仪的系统模型。通过对环形陀螺开环工作状态下的系统模型及其外围电路的传递函数和波特图分析,设计了一种基于PID-IE的检测闭环系统控制器。通过对其系统模型及外围电路时域仿真,验证了该检测闭环控制系统的可行性,通过仿真发现,加入该控制器后的陀螺输出稳定时间减少了50%,陀螺检测位移输出减小了2个数量级,基本实现了该陀螺的检测位移抑制。在模拟电路中实现了该检测闭环控制系统后,通过实验测试了陀螺检测闭环控制前后的各项性能指标。通过实验测试发现,实现闭环控制后,陀螺输出稳定时间约为0.15 s,陀螺检测位移在闭环工作状态下比开环工作状态减小了97%,陀螺的标度因数比检测开环提高了10倍,零偏及零偏不稳定性与检测开环相比分别提升了3倍和8倍,且闭环控制系统的工作带宽比开环工作带宽提高了30倍...     

低速大迎角尾撑支架干扰试验研究

飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除.本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议.     

变循环发动机前涵道引射器简化模型实验与仿真研究

以典型前涵道引射器基本构型与气动参数为基础,开展了前涵道引射器简化模型实验研究.通过实验与仿真相结合的方法,研究了变循环发动机在单、双涵道模式下前涵道引射器的气动性能以及不同核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响,得到了流量比、压比对前涵道引射器...