一种飞行器最优末制导律研究及仿真

为使再入飞行器攻击目标时获得最大毁伤效果,基于弹目相对运动方程,并考虑落角等多约束条件,用线性二次型(LQR)最优控制的黎卡提方程,设计了一种新的最优末制导律,并给出了零阶无时延系统的近似表达式。典型弹道和不同约束条件下的仿真结果表明:该末制导律有较优的精确性、有效性和弹道性能。     

亚轨道重复使用运载器总体多学科优化方法

针对亚轨道运载器总体设计多学科耦合的特点,从任务规划、学科建模、集成和求解策略等方面对多学科优化方法进行了研究。以助推亚轨道飞行器为对象,确定了学科模块组成、功能和数据耦合关系。建立了与总体设计过程相适应的7个学科模型,包括几何主模型、气动、推进、弹道、气动热、传热/热防护系统、结构。结合飞行器任务要求和基准方案,从系统级定义了多学科优化问题,包括目标函数、约束条件和设计变量。基于多学科软件框架集成学科模型,采用多学科可行法作为求解框架,建立了亚轨道飞行器多学科优化系统,选择SQP算法完成了以起飞总重为目标的优化。结果显示,优化后,发动机结构、热防护系统有所增加,但结构质量和燃油消耗减小,综合作用使总重减小2.4%,体现了多学科优化的协同作用。     

变深度水下发射系统内弹道实验研究

利用变深度水下发射模拟实验装置开展了变发射深度和发射速度条件下导弹发射系统内弹道研究。建立了描述缩比模型弹在发射筒内运动规律的简化模型,并提出了基于实验结果的运动方程求解方法。通过实验结果分析获得了模型弹的运动摩擦系数和发射速度,并利用高速摄影测量结果对获得的发射速度进行了验证。建立了运动摩擦系数和发射速度的数值拟合关系。结果表明,运动摩擦系数与发射速度呈反向变化规律,并且存在影响运动摩擦系数变化速率的临界发射速度,当发射速度小于临界值时运动摩擦系数变化剧烈,发射速度临界值为18～20 m/s。     

高超声速飞行器的LPV变增益状态反馈H∞控制

针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出了一种多胞形线性变参数系统（Linear Parameter Varying, LPV）变增益状态反馈H∞控制器的设计方法。首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干个平衡点进行雅克比线性化并拟合得到LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,然后利用高阶奇异值分解（Higher Order Singular Value Decomposition, HOSVD）,舍去较小和等于0的奇异值及对应的特征向量对其进行降秩重构处理,得到了有限个LTI多胞顶点系统。在对各顶点进行状态反馈控制器设计时,为降低保守性,通过引入松弛变量,将Lyapunov函数矩阵与系统矩阵解耦,从而可以在不同的点使用不同的Lyapunov函数矩阵,以此得到依赖变参数进行增益在线调节的控制器。最后的仿真结果表明了所设计的控制器能够使系统较快地跟踪指令信号,并具有一定的鲁棒性能。     

不同进出风模式和电池组位置的电动汽车气动性能分析

采用GAMBIT软件作为前处理器,应用FLUENT软件作为计算和后处理软件,对不同进出风模式和电池组位置的电动汽车气动性能进行分析,研究表明:单口上出风模式的电动汽车气动性能最佳,下出风口模式的气动性能最差;随着电池组与动力舱后壁距离增加,电动汽车气动性能先改善,再变差,满足电动汽车最优气动性能的距离为230mm.      

高超声速飞行器研制系统工程风险概率分析

针对高超声速飞行器研制工程的高风险特点,对工程决策方和研制方面临的不同类型风险进行了建模分析。基于系统方案或关键技术的固有风险概率和抽象化的研发与验证过程,分别计算分析了工程决策方误判验收通过不合格产品和研制方过度研发或重复验证较低失败概率产品的风险概率,进而提出了高风险研发项目中研制方过度研发风险的概念,明确了工程决策误判风险与研制方过度研发风险的相互影响规律,并基于概率方法建立了一种可以综合权衡决策方风险和研制方风险、合理确定研制周期的系统工程优化方法。     

四旋翼无人机动态面控制

针对四旋翼无人机（UAV）飞行器系统欠驱动特点,引入动态面控制方法,对四旋翼UAV的位置和姿态进行控制。考虑到飞行器速度和角速度难以测量,设计高增益观测器得到UAV的速度和角速度的估计值。相对于反演法,动态面控制的设计更简洁,并且通过引入滤波器来求取控制信号中的系统状态的导数项。另外,常用的时标分离方法不能给出全局稳定性分析,本文引入动态面设计控制律保证系统所有信号半全局一致有界,同时给出系统全局稳定性证明。仿真结果表明,四旋翼UAV能快速精确完成目标跟踪。      

助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法

针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题,提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发,建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上,利用准平衡滑翔条件,推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数,并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正,从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明,所提方法的滑翔射程解析估算误差小于1%,具有较高精度,可为高超声速远程滑翔弹道飞行性能分析、射程估算和在线弹道规划提供可靠的理论依据。     

咽式进气道设计工况下性能初步分析

介绍了三维内收缩高超声速咽式进气道的设计方法,开发了相应的设计程序.在高度为30 km,设计马赫数为5和攻角为0°工况下进行设计,使用CFD模拟技术,对设计方法和程序进行了验证.最后采用设计程序,考虑咽式进气道的设计参数,即流线追踪出口形状、基准流场压缩角和设计马赫数等,对比分析了其对咽式进气道设计工况下几何与气动性能的影响.结果表明:矩形出口宽高比接近2时,总长、润周面积等几何性能相比较小宽高比时更好.初步设计可以将压缩角配置在8°~12°范围内,且后压缩角小于前压缩角.      

考虑进气约束的高超声速飞行器预定性能控制

针对高超声速飞行器跟踪误差瞬态性能约束与发动机进气条件约束问题,提出约束预定性能控制方案。首先,设计新型设定时间性能函数用于限定跟踪误差的瞬态与稳态性能。相比传统方法,新型方案可保证性能函数在设定时刻精确收敛至稳态值,同时可灵活调整函数初始收敛速率,避免控制饱和。其次,将速度与高度受约束跟踪误差进行无约束转换,通过控制转化误差有界满足原始跟踪误差的预定性能约束。在高度子系统中,通过结合预定性能控制限定攻角变化范围,能够满足发动机进气需求。最后,以考虑参数摄动的吸气式高超声速飞行器为对象执行对比仿真,结果表明所提方法能够有效满足跟踪误差的性能约束与发动机进气约束。