旋转导弹喷气阻尼效应建模与分析

旋转导弹在主动段不仅受到气动力和气动力矩的作用,还受到质量特性变化和喷气的影响。为研究旋转导弹在主动段的运动特性,对其喷气阻尼效应进行了建模与分析。首先,将旋转导弹看作连续质点系,根据变质量力学的基本原理,建立了同时考虑气动力矩、喷气阻尼效应和变质量特性的旋转导弹动力学方程;然后,分别对喷气阻尼效应和非线性变质量特性作用下导弹自旋转速和锥形运动的特性进行了理论分析,推导了喷气阻尼效应和气动力矩共同作用下旋转速度的表达式,并分析了锥形运动的稳定性,得到了稳定的充要条件;最后,利用数值仿真对理论分析的结果进行了验证.理论分析和仿真结果表明:喷气阻尼效应和变质量特性会影响导弹的自旋转速和锥形运动特性;若要保持导弹转速不变,应使药柱半径略小于发动机喷口截面半径,而喷气阻尼效应增大了锥形运动的阻尼,有利于保持锥形运动的稳定;质量特性的非线性变化能使锥形运动更快收敛;喷气阻尼效应和变质量特性对旋转导弹运动特性的影响不可忽略,在设计和分析中应加以考虑.     

爆胎汽车电动助力转向系统补偿力矩算法

针对电动助力转向(EPS)系统可以根据汽车运动状态和驾驶员输入自由设计助力转向力矩的特点,研究了爆胎汽车EPS系统补偿力矩算法。通过建立EPS系统模型和爆胎动力学模型,计算爆胎产生的方向盘冲击力矩,在EPS系统助力转向电流基础上加入补偿电流,从而衰减冲击力矩。通过仿真试验对爆胎补偿力矩算法进行分析和验证,结果表明控制算法可以有效地对爆胎产生的方向盘冲击力矩进行补偿,减少驾驶员由于爆胎产生的不适感。     

弯道行驶车辆瞬态气动特性的数值模拟

应用计算流体力学方法,采用重叠网格的策略,对直道行驶的简化模型进行瞬态数值模拟研究,然后进行风洞试验验证。在此基础上,对弯道行驶状态下简化模型周围流场的瞬态气动特性进行了数值模拟,得到了弯道行驶状态下模型周围的流场分布和气动阻力系数等气动特性,并与直道行驶状态下的结果进行对比分析。结果表明:弯道行驶车辆受到了瞬态侧向力及横摆力矩的作用,并且随着转弯半径的减小,侧向力和横摆力矩急剧增大,行使速度的变化也会带来侧向力和横摆力矩的改变,从而影响车辆的行驶稳定性。本文为进一步研究弯道行驶车辆的瞬态气动特性提供了理论参考。     

基于干扰观测器的惯性平台摩擦补偿方法

为研究摩擦对惯性平台跟踪性能的影响,根据摩擦力的Stribeck曲线建立了平台伺服系统中的摩擦力矩仿真模型,并提出用干扰观测器的方法来补偿其干扰.在介绍了干扰观测器的设计方法的基础上,建立了带有摩擦干扰的平台跟踪系统的控制模型.仿真结果表明,干扰观测器对摩擦干扰力矩有很好的补偿作用,使惯性平台的跟踪精度和抗干扰能力得到了提高.     

敏捷导弹直接侧向力与气动力复合控制策略

针对直接侧向力与气动力复合控制的敏捷导弹,提出了一种基于自抗扰控制方法和动态控制分配技术的复合控制策略。根据导弹纵向动力学模型设计自抗扰控制器,得到建立导弹攻角所需的期望控制力矩。采用动态控制分配将期望控制力矩映射到空气舵和固体脉冲发动机阵列,从而实现导弹对攻角指令的快速精确跟踪。自抗扰控制器具有对模型参数变化和外部扰动不敏感的特性,适用于敏捷导弹侧向喷流气动干扰较大的情形。动态控制分配技术则可以综合考虑执行机构的动态特性和饱和约束对期望控制力矩进行合理分配。仿真结果表明,本文提出的复合控制策略可以快速跟踪攻角指令,适用于敏捷导弹直接侧向力与气动力复合控制系统设计。     

偏转弹头导弹动力学建模研究

偏转弹头导弹是一种新颖的变外形导弹,通过操纵弹头相对弹体偏转改变导弹的气动特性并产生机动过载。而弹头偏转造成的影响并不局限于气动方面,导弹的动力学模型本身也随之改变。为了发展偏转弹头技术,对其进行动力学建模研究十分必要。文章采用质点系的动量定理和动量矩定理推导了偏转弹头导弹的动力学模型,引入矢量的代数表达形式精简了推导过程,并且采用定性分析和仿真的手段对动力学模型进行了适当的简化,兼顾了模型的精确性和适用性。     

地球自转与扁率对导弹射程偏差影响研究

针对地球扁率对远程导弹射程的影响,本文以惯性空间为基准,建立弹道导弹主动段在发射惯性坐标系中的运动方程,并假设地球为均质球体,在极坐标系中建立导弹被动飞行段弹道方程,通过简化公式,对地球自转和地球扁率对导弹射程偏差的影响进行了计算,并通过多条弹道进行仿真分析,仿真结果表明,地球扁率对导弹射程偏差的影响比单独考虑地球自转时显著增加,因此,计算大射程导弹射程及预测落点偏差时,必须考虑地球自转及扁率的影响,否则误差较大。该研究对提高导弹的命中精度意义重大。     

基于终点时刻末端误差的柔性臂迭代学习控制

针对柔性臂重复运行的情况,在仅能测量运行终点时刻末端位置的条件下,提出一种新的结合计算力矩法的迭代学习控制（ILC）方法.该方法利用柔性臂的简化动力学模型,给出各关节控制力矩的参数化表示;并依据终点时刻柔性臂末端位置的误差,通过迭代学习算法调整控制力矩的参数,实现精确到达预期末端位置的目标.算法利用ILC不依赖模型的特点,弥补计算力矩法需要精确模型的缺陷;参数的迭代学习主要起到消除模型误差和各种干扰的作用,增强算法的鲁棒性.通过理论分析给出所提算法的收敛条件.最后在柔性臂系统上进行仿真及实际试验.结果表明,所提出的ILC算法能够克服连杆柔性对柔性臂末端误差的影响,显示良好的控制效果.     

弹药协调器非线性连续时变反馈控制

为解决某弹药协调器的精确快速定位控制问题,研究了一种基于隐式Lyapunov函数的连续时变反馈控制方法,该方法在控制律形式上类似PD控制,但其中的比例和微分系数取决于系统Lyapunov函数,是系统误差变量的可微函数.首先,采用第2类Lagrange方法建立了系统的动力学模型,在此基础上,针对协调器系统存在的摩擦和小平衡机支反力矩非线性干扰问题,对这两项进行了精细建模,其中摩擦力矩项采用的是LuGre模型.建模后,根据动力学模型具体结构设计实验,并通过实验数据采用遗传算法辨识了摩擦力矩和支反力矩模型中的关键参数.为进一步缩短协调器的定位控制时间以提高其协调效率和性能,基于辨识后的模型,在控制中引入了摩擦力矩和支反力矩的前馈补偿项.实验结果表明,所研究的控制方法对负载不确定性有较强的鲁棒性,在负载发生变化的情况下能够始终保证系统的定位时间和定位精度.此外,对于摩擦和小平衡机支反力矩的非线性干扰补偿可以将协调定位时间缩短25.1%,由为补偿前的2.07 s缩短到1.55 s,同时保证了协调器的运动定位精度,验证了算法的有效性.     

空天飞行器姿态直接力/气动力复合控制

针对空天飞行器再入段姿态控制问题,根据神经网络、滑模控制理论和控制分配技术,提出了一种有限时间复合控制策略。首先,根据空天飞行器再入段姿态模型设计了一种有限时间收敛的神经网络滑模控制器,得到使姿态角误差有限时间收敛的虚拟控制力矩。其次,采用控制分配技术将期望控制力矩映射到气动舵面和反推力系统。最后,通过对直接力/气动力复合控制的空天飞行器的仿真研究,验证了所提出复合控制策略的有效性。