固体推进剂吸气式涡轮发动机控制规律与特性

建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃气流量可调、尾喷管喉部面积可调以及燃气流量和尾喷管均可调的不同控制规律的SPATR发动机速度特性,并分析了其特点。对SPATR发动机进行了双变量控制规律设计,得到了相应的燃气流量调节比和尾喷管喉部面积调节比。计算结果表明,按照所设计的双变量控制规律进行控制,SPATR具有很宽的飞行包线和更好的推力特性和比冲特性。     

反舰导弹航向平面控制导引一体化设计

提出了一种反舰导弹针对水面机动目标的航向平面控制导引一体化设计方案。建立了航向平面的一体化控制导引模型．然后基于反演和变结构控制的思想进行了控制导引律的设计，为了验证该一体化设计的有效性和正确性．基于某型导弹进行了仿真计算。仿真结果表明．针对高机动的水面目标时的命中精度很高。     

Attitude Head Pursuit Transition Guidance Law

As an improved guidance method, the attitude head pursuit guidance (AHPG) law enables the attitude pursuit guidance (APG) law to be more suited to transition guidance of air-to-ground missiles. By adding a head angle into the attitude angle of APG, AHPG directs the missile axis onto the line of sight (LOS). The maximum range trajectory simulation shows that the elevator deflection angle reaches the saturated value of 10° at the outset and the impact angle is less than 60° when APG is used as transition guidance law. However, the elevator deflection angle on the whole trajectory is reduced to under 5° and the impact angle increased to over 60° when AHPG is used. The formulae to calculate head angles are derived for different target distributions. The simulation of multiple trajectories shows that with the help of the formulae based on AHPG law, the same performance could be achieved.     

亚轨道飞行器再入通道概念及应用

基于亚轨道飞行器过载、热流、动压峰值集中出现,过载约束成为飞行器返回过程中主要面临的约束这一再入特性,提出再入通道概念,建立再入通道数学模型,以满足不同约束条件下的极限再入飞行仿真轨迹描述再入通道边界。分析和仿真结果表明,可以通过再入通道是否存在来判断再入任务是否可以实现,且再入通道边界参数可作为再入轨迹设计及制导的有效参考值。     

某型航空发动机空中起动供油规律的研究

研究某型航空发动机空中起动困难问题,现有自动起动器没有考虑飞行高度对供油规律的影响,发动机在空中起动时存在富油状态.分析了影响起动供油规律的因素,在现有自动起动器结构基础上,设计了高空修正模块来补偿飞行高度对供油规律的影响.建立了自动起动器的数学模型,对改进的自动起动器进行了仿真分析和试验.仿真结果和试验验证了改进方案的可行性,与地面起动相比,空中起动的供油量随着飞行高度的增加而降低.采用改进的空中起动供油规律可补偿飞行高度对供油特性的影响,解决发动机空中起动时的富油状态问题.      

飞机结构腐蚀损伤分布及失效规律研究

针对现役飞机结构腐蚀损伤,选取正态分布、Gumbel第一型极值分布、Logistic分布、双参数Weibull分布以及三参数Weibull分布进行统计特征研究。结果表明,腐蚀深度数据均较好地服从以上五种分布规律,其中三参数Weibull分布的相关系数最高。根据三参数Weibull分布得到的95%置信度下不同使用日历年限的腐蚀深度数据,利用Origin7.5软件对数据进行拟合,得到防护涂层有效期约为4年。     

舰空导弹作战接力切换式制导交接方案设计

针对舰舰协同制导舰空导弹超视距拦截作战模式下的制导交接问题,给定典型的舰舰协同制导作战想定,在分析作战流程的基础上,结合无线电指令传送机制和移动通信切换技术,设计了接力切换式制导交接方案,提高了制导交接的可靠性;同时对其可行性进行详细论证,提出了接力切换式制导交接方案的关键技术及实现方案,所设计的制导交接方案易于工程实...     

基于虚拟领弹的攻击时间和攻击角度控制

构造一枚虚拟领弹按指定的攻击时间和攻击角度以直线飞向目标。实际导弹通过机动以"等待"虚拟领弹的到来,导弹与虚拟领弹相遇后随其一起飞向目标,从而实现导弹的攻击时间和攻击角度控制。对于这种导弹对虚拟领弹的轨迹跟踪问题,建立了控制设计模型并采用了分阶段控制设计方法。仿真结果验证了该方法的有效性。     

高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化设计

针对故障下高超声速飞行器安全再入飞行问题,考虑控制系统存在各种不确定性参数、干扰和力矩故障,进行高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化(Integrated guidance and control,IGC)设计。首先,针对分离通道的制导与控制(Separate channel integrated guidance and control,SCIGC)模型设计无法同时协调制导和控制系统容错能力的问题,考虑制导环和姿态环之间关系并建立制导控制一体化模型;然后,针对一体化模型设计自适应滑模Backstepping容错控制器,并采用Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型在线逼近由未知参数和加性故障引起的复合干扰项;最后,基于Lyapunov稳定性定理设计参数自适应律在线更新容错控制器,同时引入投影算子防止参数漂移以保证参数处于合理区间,从而完成自适应容错制导控制一体化方案设计。在飞行器故障条件下,通过IGC与SCIGC控制策略的仿真对比,验证了自适应容错IGC控制策略的有效性和优越性。     

现代战机超机动攻击研究

在研究、比较两种非线性系统设计方法——动态逆和Backstepping的基础上，设计了具有大机动飞行的，基于Lyaponov全局稳定的Backstepping飞行控制律；其次，探讨了衡量机动攻击导引性能的评价尺度，并进一步研究了如何根据载机与目标的相对运动，导引载机机动飞行，以迅速满足载机空空导弹离轴发射条件，实现超机动攻击的导引律。最后，以攻击机动和非机动目标飞行仿真，说明了所研究的机动攻击导引方法的正确性和可行性。