冲压式舵机自振参数随飞行速度变化规律的仿真

为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响,采用数学建模和计算机仿真的方法,建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型,通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响,揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制,结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素.分析表明,在总体设计中,应尽量减小导弹飞行速度的变化范围,以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性.     

冲压式舵机腔内工作压力随飞行速度变化规律的数值仿真

为了简化舵机工作时所需的高压气源,现在一些反坦克导弹采用了冲压式舵机,其最大特点是利用导弹的飞行速度,使得来流的空气由舵机进气口进入舵机气源腔内受阻,从而产生舵机工作时所需的高压气体.由于导弹在飞行过程中其速度是变化的,因此,舵机内的高压气体压力也随速度变化,如何计算舵机内高压气体压力,对舵机和反坦克导弹的设计很重要.本文采用了求解三维、雷诺平均的Navier-Stokes方程的方法,对反坦克导弹的可能飞行速度范围进行了数值仿真.     

冲压式气动系统的建模与线性化分析

针对一种冲压式气动系统,建立了冲压式气动系统的数学模型。考虑到系统的非线性特性,设计了一种基于脉宽调制线性化的控制方法,取代了原有的振荡线性化控制,并对其进行仿真分析。结果表明,系统的性能满足系统设计要求。试验结果与仿真结果基本一致,仿真计算可以用于冲压式气动系统性能的优化与分析。     

舵机位置控制系统的实验研究

采用基于8098单片机的控制系统，对气动舵机的位置控制进行了实验研究。分析了舵机的工作原理，并建立了舵机系统的数学模型；介绍了8098单片机在舵机控制中的优点，并对控制系统的各个组成部分进行了分析；设计了PID控制算法，对控制系统在气动舵机位置控制中的应用进行了实验研究，取得了较好的控制效果。     

舵机位置控制系统的实验研究

采用基于8098单片机的控制系统,对气动舵机的位置控制进行了实验研究.分析了舵机的工作原理,并建立了舵机系统的数学模型;介绍了8098单片机在舵机控制中的优点,并对控制系统的各个组成部分进行了分析;设计了PID控制算法,对控制系统在气动舵机位置控制中的应用进行了实验研究,取得了较好的控制效果.     

电机转速饱和对电动舵机性能影响

针对目前常用电动舵机的结构和电机驱动控制方式,建立了电动舵机系统和驱动器的数学模型。PID控制是舵机系统控制中应用最广泛的控制算法,针对该控制算法研究了电机转速饱和对舵机系统的性能影响。当舵机系统跟踪大幅值信号时,由于电机转速饱和,舵机系统跟踪信号的相位滞后将增大,舵机系统的线性模型不再适用,对滚转弹的控制将带来不利影响。研究结论对滚转弹电动舵机系统指标的确定具有重要意义。     

高超声速飞行器空气舵系统耦合特性分析及颤振抑制研究

为了预防高超声速飞行器空气舵系统流、固、热、电、磁等多物理场的耦合作用所引发颤振失稳开展颤振抑制研究,建立了将热环境下舵面结构动力特性、高超声速非定常气动力、舵机环节非线性动力学特性耦合起来的舵机-舵面耦合系统数学模型和颤振特性分析方法;对某舵系统进行了数值分析,研究了热环境、电动舵机设计参数以及指令信号幅值对颤振速度的影响,提出在舵机电流环加入超前滞后环节的颤振抑制措施。仿真结果表明,该方法能有效地提高舵系统的颤振速度。     

柔性冲压技术在弹药生产中的应用

在14.5mm特种弹装配中引入柔性冲压技术,利用数字化控制实现冲压过程的速度、压力在线控制和人机隔离.其冲压成形过程分预压和终压2个阶段.柔性冲压的速度控制通过电控流量调节阀实现,压力控制通过比例压力阀完成.由此,弹药冲压以气动压力机代替机械式压力机完成.     

一种基于开关电磁阀的气动比例舵机研究

为了满足导弹控制系统对于舵机的仿真要求,文中针对基于开关电磁阀的气动比例舵机进行了建模分析,系统采用了PID控制的控制策略,并通过了仿真和试验验证;结果表明,采用开关电磁阀的气动比例舵机具有良好的性能品质,所设计的控制算法是有效的。     

冲压增程制导炮弹气动特性研究

为研究冲压增程制导炮弹在不同弹道阶段的气动特性,依据其工作原理与飞行特点,设计冲压助推、爬升飞行、滑翔控制状态所对应的3种气动外形。运用拼接网格技术与雷诺转捩模型,对冲压增程制导炮弹的三维流场与气动特性进行模拟和数值计算。结果表明：3种气动外形与相同外形参数（除舵翼与头部母线外）但不采用冲压结构形式的鸭式布局制导炮弹（参考弹）相比,升阻力系数规律一致;冲压助推、滑翔控制、爬升飞行外形在相同条件下对应的阻力系数依次递减,分别较参考弹阻力系数增大约50.5%、42.9%、33%;滑翔控制外形因鸭舵展开,相同条件下升力系数较其他两种外形大,又因进气道限制了鸭舵面积,相同条件下升力系数较参考弹小（约小11.9%）;弹体摆动减小了冲压发动机进气道的流量系数和总压恢复系数,对其总体性能产生了不利影响。     

基于单神经元在线修正防止姿态抖振的方法研究

基于单神经元Hebb学习算法,提出依据飞行动压在线修正参数的自适应控制方法。仿真结果表明,该算法对阶跃信号、方波信号具有良好的姿态跟踪性能,对舵机延时25ms情况具有良好的控制性能,对存在15%气动参数偏差情况具有较强的鲁棒性,六自由度仿真进一步验证了该算法的工程可用性。     

位置控制系统的研究及计算机仿真

主要对某导弹用气动舵机的试验模型系统进行研究。通过试验,研究整个舵机系统的特性,建立起系统的数学模型,并对系统进行编程、仿真;并通过分析仿真结果与实验结果的差异,来证明系统建模的正确性。这对于气动舵机的研究有着重要的意义。     

位置控制系统的研究及计算机仿真

主要对某导弹用气动舵机的试验模型系统进行了研究.通过试验研究整个舵机系统的特性,建立起系统的数学模型,并对系统进行编程、仿真;通过分析仿真结果与实验结果的差异,来证明系统建模的正确性,这对于气动舵机的研究有着重要的意义.     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

闭环比例气动舵机的非线性建模分析

对比例气动舵机的闭环控制系统进行了分析,建立了完整的闭环比例气动舵机系统的数学模型,尤其建立了电磁阀、节流孔、连接管和气缸摩擦力等非线性模块的数学模型,对气动舵机进行仿真。     

小型闭环比例气动舵机建模技术研究

对小型闭环比例气动舵机进行了分析,建立了完整的闭环比例气动舵机数学模型.建立的模型包括供气系统中的气瓶模型、减压阀模型、安全阀模型,闭环控制系统中的电磁铁模型、球阀放大器模型、气缸模型、曲柄和反馈电位计模型等.并对气动舵机仿真提出了初步研究,为下一阶段仿真研究提供了有效的借鉴.     

位置控制系统的研究及计算机仿真

主要对某导弹用气动舵机的试验模型系统进行了研究.通过试验研究整个舵机系统的特性,建立起系统的数学模型,并对系统进行编程、仿真;通过分析仿真结果与实验结果的差异,来证明系统建模的正确性,这对于气动舵机的研究有着重要的意义.     

基于局部线性模型树模型的柴油机进气系统漏气和堵塞故障诊断

柴油机进气系统漏气和堵塞等性能退化型故障将会导致排放恶化和经济性下降。针对进气系统具有较强的非线性,难以建立精确的数学模型问题,提出基于局部线性模型树（LOLIMOT）模型的故障诊断方法,为在线故障诊断提供一种思路。提取进气压力波的一次谐波信号幅值与相位、充量系数为故障特征,采用 LOLIMOT方法对充量系数、进气压力波动幅值与相位信号建立基于发动机转速和进气密度的参考模型;采用奇偶方程生成3个残差信号,计算各个残差信号的阈值;分析残差信号和故障类型的映射关系。结果表明：所建进气压力波动幅值LOLIMOT模型、进气压力波动相位LOLIMOT模型、充量系数模型验证数据与模型仿真数据具有较高线性相关度;采用充量系数、进气压力波幅值与相位为故障特征值建立的LOLIMOT模型生成残差信号的故障诊断方法,可诊断进气系统漏气故障和中冷器堵塞故障。     

飞行器再入二阶终端滑模姿控系统设计

针对飞行器再入飞行过程中存在的复杂气动环境和未知不确定干扰影响,在对扰动提出一定假设的基础上,提出一种基于自适应二阶非奇异终端滑模的控制方案,保证姿态跟踪误差在有限的时间内收敛于零的同时有效削弱控制舵机的抖振,提高系统控制精度。不需要内外扰的先验知识,通过在线自适应辨识扰动上界以消除其影响。最后以气动参数摄动50%作为扰动条件进行了飞行器再入姿态控制仿真,仿真结果表明控制系统消除了参数摄动影响及舵机抖振,因此具有较强鲁棒性。     

三位置继电式舵机的工作原理研究

弹体滚转单通道控制的导弹采用三位置继电式舵机为执行机构,是一种较新的导弹控制模式.文中指出它与两位置继电式舵机(乒乓式舵机)在控制原理上的区别与联系,简述其一般工作原理,阐明其优缺点.