共查询到10条相似文献,搜索用时 250 毫秒
1.
先进空空导弹最优中制导律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
空空导弹使用的变流量固体火箭冲压发动机作为动力系统,具有优越于以往空空导弹的潜能.为提高导弹推力性能,以最大发挥变流量固体火箭冲压发动机的潜能,提高和优化先进空空导弹的中制导性能,提出时间-燃料综合最优作为中制导性能指标.对导弹最优中制导律的研究中,充分考虑了变流量固体火箭冲压发动机的工作特性和约束条件,并应用动态规划的方法,对中制导弹道及发动机工作调节参数进行了优化设计.研究结论表明:通过优化设计,可以大幅提高空空导弹的中制导性能.研究结果也可为变流量固体火箭冲压发动机工程设计提供参考. 相似文献
2.
3.
关于飞行器控制优化设计问题,在高超声速巡航飞行器概念研究中涉及多学科设计优化.为了开发出快速预测推进系统性能的超燃冲压发动机模型是非常必要的.在飞行器机身-发动机一体化和Cowl - to-tail气动-推进界面划分的基础上,分别建立了进气道内压段、隔离段、燃烧室、尾喷管模型以及发动机总体性能模型.应用一维流分析方法进行了高超声速巡航飞行器推进系统性能分析.最后以某类高超声速巡航飞行器为研究对象,进行了飞行器推进系统性能仿真.仿真结果表明建立的推进系统模型和使用的一维流分析方法用在飞行器概念研究阶段是可行、有效的,为优化飞行器推进稳定性控制提供参考. 相似文献
4.
研究飞行器与冲压发动机耦合干扰效率优化问题,由于吸气式高超声速飞行器机身与冲压发动机之间存在高度耦合,针对耦合效应不可避免对飞行器稳定性产生影响,为提高控制系统性能,提出飞行器机身与发动机之间的耦合干扰效应问题展开深入研究.在高超声速飞行器各部件无粘气动特性的基础上,采用尾气羽流分析模型研究机身与冲压发动机耦合干扰效应,并基于飞行器几何参数化模型进行仿真.结果表明分析模型能较精确地快速反应机身与冲压发动机之间耦合干扰效应,为吸气式高超声速飞行器机身/发动机一体化设计和控制系统优化设计及其动力学特性研究分析提供依据. 相似文献
5.
6.
7.
关于冲压发动机动力性能优化建模问题,冲压发动机模型及特性与飞行高度、马赫数、攻角有关,决定发动机的性能因素。为了优化冲压发动机动力性能和控制系统设计总体规划,提出建立亚燃冲压发动机特性计算的数学模型,借助于simu-link仿真平台搭建了亚燃冲压发动机模块化的稳态仿真模型,进行不同飞行条件下的特性计算的分析,重点分析了不同进口条件对进气道正激波强度的影响。通过与GasTurb软件中模型参数比较验证了模型的正确性。仿真结果表明,模型可用于冲压发动机总体初步设计研究。 相似文献
8.
具有侧向推力控制的自旋导弹建模与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
对于复合侧推力控制的自旋防空导弹,其末端控制时,由于侧喷发动机的工作,动力学特性属于具有离散事件的混杂系统。该文简单介绍了离散事件系统的有限状态机建模方法。利用有限状态机对姿控发动机的离散事件特性建模,同时实现导弹侧推力发动机的推力曲线仿真和复合控制系统仿真模型。由于有限状态机很容易通过仿真软件来实现,因此使用有限状态机能够很方便地建立导弹的一体化仿真环境。文中展示了建立在Simulink环境下的导弹仿真模型,并通过仿真结果展示了控制器的控制效果。 相似文献
9.
10.
研究导弹垂直发射装置中导向轨对导弹出筒时状态影响问题,并对导向轨进行改进设计。为了能够准确有效地获得导向轨作用力对导弹出筒状态影响规律,将接触碰撞模型引入导向轨和导弹接触区域间隙中,采用拉格朗日运动学方程,建立导弹的垂直发射动力学模型,计算导弹发射过程中振动特性曲线;通过分析发现,导弹发射筒与导向轨边界约束作用是影响导弹出筒口振动的重要因素。为了降低出筒时的振动,提高导弹出筒平稳性,增加锁紧装置设计。通过对比有无锁紧装置系统响应,表明锁紧装置对吸收导弹发射时冲击振动,减小导弹发射振动幅值有积极作用,为提高导弹出筒时的平稳性提供了科学依据。 相似文献