改善WC—Ni材料表面硬度和摩擦性能的研究

用Ｓ~＋、Ｍｏ~＋Ｓ~＋＋Ｍｏ~＋注入动压轴承用材料ＷＣ－Ｎｉ表面，在未经退火处理条件下，其表面显微硬度有不同程度的提高。而在经过退火处理后，其表面显微硬度都在不同程度上有显著地下降。注入辐照损伤和注入层硫化物的形成是注入表面显微硬度提高和降低的主要原因和机理。同时，Ｓ~＋和Ｓ~＋＋Ｍｏ~＋注入在未经退火和退火处理条件下，其摩擦系数都在不同程度上有着明显地下降。特别是ｓ~＋Ｍｏ~＋注入在３３０℃保温６ｈ退火条件下，其摩擦系数显著地下降到了０．１左右。而Ｍｏ~＋注入在未经退火和３３０℃保温６ｈ退火条件下，其摩擦系数亦有明显地下降。但在６００℃保温６ｈ退火条件下，其摩擦系数却显著地上升。注入层硫化物的形成和注入辐照损伤使得注入试样表面和ＧＣｒ１５钢球摩擦副之间的粘着摩擦得到改善是摩擦系数下降的主要原因和机理。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

基于MPSP的次优滑模制导律

针对导弹拦截机动目标的问题,提出了一种能满足多终端约束的次优滑模制导律(Sub-OSMG).该算法将模型预测静态规划(MPSP)与滑模控制(SMC)相结合,解决了MPSP在系统模型不精确时由于依赖模型预测而导致的控制量发散问题;基于三自由度相对运动方程建立所提出的制导律,其鲁棒性通过Lyapunov稳定性理论进行了证明;在滑模控制的设计中引入一种较为新颖的滑模面,巧妙地继承了两种方法的优点,其区别于传统扩展比例导引(APN),在仅知机动幅值的情况下,能精确地击中目标.仿真结果表明,所提出的Sub-OSMG能够有效地抵消外部扰动,具有更高的精度、更好的鲁棒性、更小的控制代价.     

短基线时差法测向定位及精度分析

在推导出短基线时差法测向技术的有关公式后,给出测向精度的估算公式,然后提出一种基于短基线时差法测向技术的测向测时差定位方案,并重点对其定位精度进行分析。由于在地面应用时,短基线时差法测向设备的基线长度基本不受限制,测向精度较高,因而对目标的定位精度也能达到较高水平。     

航天器姿态的非线性鲁棒分散控制器设计

研究了具有外部干扰力矩及参数不确定性的航天器姿态控制问题。针对这类多输入-多输出的不确定非线性系统，基于一种非线性鲁棒分散控制理论，设计了结构简单而易于实现的控制器。该控制器中包含的积分环节可以补偿系统的各种未知因素，同时确保恒值调节系统不存在稳态误差。仿真结果表明：所设计的鲁棒分散控制器与非线性动态逆控制器相比，具有更优越的抗干扰能力和对模型不确定的适应能力。即使系统存在外部干扰及模型小确定性，仍可在闭环系统中实现精确的姿态控制。该控制器有效地提高了航天器姿态控制的鲁棒性和适应性。     

应用Lyapunov方法分析自旋导弹动态逆控制器鲁棒性

针对自旋导弹的强非线性特性,设计了二时间尺度分离非线性动态逆控制器.给出了带有气动系数不确定性的控制系统状态空间表达式,利用Lyapunov方法分析了控制器的鲁棒稳定性,并结合舵机性能限幅给出了使系统稳定的内回路时间常数完整边界.通过仿真给出了保证控制系统稳定的气动系数拉偏边界.结果表明:当气动系数向使弹体系统静稳定方向拉偏时,内回路时间常数可取范围较大,反之可取范围逐渐减小直至无法使系统稳定;当内、外回路时间常数比例增加时,控制器对气动系数不确定性的敏感度增加.与三回路控制器相比,动态逆控制器鲁棒性较差,但响应的稳定性较好.     

军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析

军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能,合理的控制计划有助于实现这一目标.本文进行推力计算公式推导,从理论上分析对比了在部件性能退化情况下,几种经典最大状态控制计划发动机推力性能的变化.理论分析表明,相较于被控量为高压转子转速和涡轮落压比(或低压转子转速)的最大状态控制计划,控...     

运载火箭POGO主动抑制的LQR控制器设计

针对传统蓄压器难以满足大型捆绑火箭的Pogo抑制要求的问题,本文提出了基于LQR控制器设计的Pogo主动抑制方法.以采用低温液氧/煤油补燃循环发动机的某运载火箭为研究对象,建立了Pogo主动控制单元模型,导出了Pogo控制系统的状态空间模型;以泵入口压强最小为指标,设计了LQR全状态反馈控制器和部分状态反馈控制器,实现...     

机动弹头中段突防姿态的搜索算法研究

针对弹道导弹在大气层外的机动突防问题,建立了攻防对抗双方的六自由度动力学和运动学模型;研究拦截弹的导引律,对比例导引加以改进,用卡尔曼滤波估计视线角和方位角的变化率估算敌方的飞行信息;研究了机动弹头的智能规避策略,主要对如何确定机动方向展开研究,基于使EKV过载最大化的原则,提出了一种姿态搜索算法.经仿真验证,该算法提高了规避策略的自适应性和鲁棒性,对于增大脱靶量、提高导弹突防概率效果显著.     

硝酸铵推进剂关键技术研究

为使用于导弹燃气发生器的推进剂的燃温低、燃气清洁、燃速调节范围大，对硝酸铵（ＡＮ）推进剂进行了研究。介绍了降低燃温的方法，提出对多种催化剂进行筛选、降低ＡＮ的平均粒度、增加其含量，来提高ＡＮ推进剂的燃速。讨论了减少燃气中的碳粒子和金属氧化物。最后给出自行研制的全ＡＮ推进剂的指标。