再入机动飞行器的控制系统设计

基于再人机动飞行器机动控制特点，设计了两种反馈结构——过载反馈和姿态角反馈的姿控系统．并从输入反馈信号构成、系统回路设计、反馈系数确定及飞行弹道仿真结果等方面，对两种形式的姿控系统进行了比较。结果表明．过载反馈系统在再人机动飞行器的飞行控制中效果较好。     

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明：增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。     

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。     

返回舱垂直自由入水砰击过程的数值模拟

文章数值研究返回舱垂直自由入水砰击过程中水气流场与返回舱运动之间的动力学与运动学耦合问题。水气两相流的流动方程选为非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS）方程和Realizable k-ε湍流模型,返回舱的运动方程选为刚体的一维平动方程,水气交界面的追踪采用流体体积函数（VOF）方法,返回舱与水面之间的相对运动采用动网格技术实现。在计算方法得到试验验证的基础上,数值研究了返回舱的不同触水速度、质量对入水过程中砰击力、加速度等参数的影响规律;给出了入水过程中加速度峰值与触水速度及质量之间的定量关系式;发现了返回舱底部的入水砰击压强峰值发生在入水初期,且压强峰值始终位于喷溅射流的根部。     

Finite time L1 Approach for Missile Overload Requirement Analysis in Terminal Guidance

This article analyzes the problem about the missile overload requirement in a homing terminal guidance under various engagement scenarios. An augmented proportional navigation guidance (APNG) model is introduced on the basis of linear kinematics. To analyze the peak-to-peak performance of the terminal guidance system, a new finite time L₁ performance measure for a linear time-varying (LTV) continuous system is proposed. Then, according to the idea of the adjoint system, a novel method for computing the L₁ norm of a linear continuous system is first derived. Within the finite time L₁ framework, the quantitative relation between the guidance loop dynamics and the maximum missile-target maneuver ratio is offered. This relation is expressed in the form of graphs and formulas that can be used to synthesize some of the major subsystem specifications for the missile guidance system. The illustrative examples show that a significant performance improvement is achieved with the proposed guidance loop dynamics.     

Numerical simulation of helicopter maneuverability in aerobatics research

A method for calculating available overloads and for subsequent evaluation of helicopter maneuverability is proposed taking into account specific operational conditions.     

固体火箭发动机燃烧室过载下的三维应力分析

采用三维线性粘弹性有限元模型,对固体发动机药柱、绝热层和壳体的应力场进行了分析,得出了固体发动机在轴向和横向过载作用下的应力。结果表明,药柱的前后端、翼槽和壳体-绝热层交界面均是产生裂纹或脱粘的危险部位,为固体发动机的结构完整性分析和结构设计提供了依据。     

拦截机动目标的三维协同中末一体化制导律

针对空中来袭目标机动能力较大、单枚导弹无法有效拦截的问题,提出了拦截机动目标的三维协同中-末一体化制导律。根据目标和拦截弹的最大机动能力计算所需的最少拦截弹数量,解算出末制导的初始阵位约束,根据阵位约束,设计基于改进比例导引的协同末制导律。基于中制导开始时目标速度,迭代求解出预测命中点以及中末交班约束,提出基于预测命中点的时间角度协同中制导律。在三维场景下对协同中末制导律进行仿真验证,结果表明：该方法能够有效满足中末交班的阵位要求以及末段拦截精度,实现对机动目标的有效拦截。     

惯性仪表复合环境仿真测试技术

武器装备产品都是在一定环境下使用的,因此必然受到周围环境因素的影响。由于测试环境和实际使用环境的不同,惯性仪表的“测试性能”和“使用性能”之间存在巨大差异。为满足惯性仪表地、空、天测试一致性的要求,提出了复合环境测试的概念。针对目前惯性仪表在测试中的相关问题,提出了复合环境测试设备的原理及实现方法,并结合测试设备提出了惯性仪表复合环境下的仿真测试方法,对仿真测试设备和仿真测试方法进行了试验验证。试验结果验证了复合环境测试设备和测试方法的可行性。     

大过载下固体火箭发动机内弹道计算

大过载会对固体火箭发动机装药燃烧产生很大的影响。采用基于加速度的装药燃速增强模型,通过水平集(Level set)算法对非均匀燃速下的复杂燃面非平行层推移过程进行计算,得到了大过载下的内弹道性能.计算结果表明:过载对发动机内弹道影响不大,在过载作用方向上装药燃速增加,可能导致装药出现偏烧,绝热层提前暴露,造成该处烧蚀加剧.