细长体飞行器主动弹性抑制控制律设计及分析

针对未来采用大长细比、轻质新型复合材料的飞行器结构模态频率进一步降低、气动伺服弹性问题更加严峻的问题,采用智能变结构控制方法,将广义坐标作为反馈量,并针对静不稳定弹性飞行器设计了纵向姿态控制器;然后,基于李亚普诺夫稳定性理论分析了闭环系统的稳定性;最后,通过定点仿真检验了所设计控制器的时域响应特性和对扰动的鲁棒性。仿真结果表明,当弹性模态频率与刚体频率接近时,与传统的基于陷波滤波器的设计方法相比,增加弹性反馈变量的智能变结构控制方法是一种解决气动伺服弹性问题的有效途径。     

薄板弹性回弹的分析

弹性回弹是金属薄板成形中的普遍问题,它会影响成品的最终形状,并使模具设计复杂化.成形后但还在模具上的薄板,可视为一应变沿厚度线性分布的薄壳.该薄壳可以是一长柱形壳或者一扁壳.基于描述的理论分析方法,结出了对应不同的材料性质、曲率半径、张拉应变和应变历史的柱形弯曲薄板弹性回弹的数值分析结果.对双曲微弯薄板的弹性回弹也作了估计.     

基于广义最小二乘法的空空导弹幅值滤波器设计方法

空空导弹在飞行的过程中,由于弹体弹性模态时变特性而引起幅值滤波器参数无法预先精确设置,导致滤波器滤波效果减弱。针对这一问题,本文首先建立了空空导弹的纵向刚体和弹性体混合数学模型,在此基础上,借鉴最小二乘法在线估计弹性模态参数的方法,提出了广义最小二乘法在线估计的改进措施,解决了弹体弹性模态求解过程中由于扰动等因素带来的有色噪声干扰问题。同时,在控制系统结构中引入振荡模态角频率反馈模块,实时修正滤波器中心频率,提高了滤波效果。通过六自由度仿真算例验证该方法的可行性。     

弹性变形对大长细比导弹纵向稳定性的影响

综合考虑飞行动力学和气动弹性力学的相互影响,基于结构弹性模态和刚体飞行模态,耦合求解非定常气动力和结构动力学模型,研究大长细比导弹受弹性变形影响时的纵向稳定性.研究发现,大长细比导弹的弹性特征明显,结构弹性变形和刚体运动之间的相互影响不容忽视,分析大长细比导弹稳定性时需要将结构弹性变形与刚体运动统一起来进行研究.考虑刚体俯仰模态后,导弹的稳定性发生显著变化,系统由稳定变为不稳定,在较低动压下系统失稳,主要表现为俯仰模态的静失稳发散.来流动压和结构刚度会影响大长细比导弹的纵向稳定性.     

弹性导弹侧向动态特性分析

为研究大展弦比巡航导弹在弹性振动时的侧向动态特性,采用NASTRAN软件计算了结构的固有模态,分析了弹性振动时的附加非定常气动力,建立了刚体扰动运动方程组,将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组,得到了弹性振动下的动态响应.结果表明,大展弦比巡航导弹的弹性振动主要为翼面的振动;在满足气动与结构稳定的前提下,弹性振动引起的侧滑角偏量非常微小;倾斜角偏量比较大,各姿态角都在做微幅高频振荡,对弹上惯性器件的测量将造成不利影响,必须采取滤波等方式将此不利因素消除.     

水下加肋弹性壳体振动声辐射数值计算分析

文中利用有限元软件ANSYS和边界元软件SYSNOISE对水下弹性壳体受激振动与声辐射作了数值计算分析研究,先用ANSYS对结构进行模态计算,然后把结构的外表面节点和相应点的模态信息提取出来输入SYSYNOISE作为解算基础进行耦合分析,利用其直接边界元技术作单边耦合,计算结构的振动声学特征量.     

弹性发射系统的振动固有频率分析

通过建立弹性发射系统振动模型研究了潜艇发射系统的发射噪声问题,提出了将弹性橡胶圆盘振动简化为薄板振动的假设,对橡胶圆盘的自由振动过程及其振动固有频率进行了分析。利用已知的弹性发射系统的有关参数,通过仿真得出系统振动的基频估计,同时探讨了参数变化对弹性体振动频率的影响程度:真空条件下弹性体的自由振动基频较低;弹性体的厚度和直径与振动基频基本成线性关系,有利于弹性发射装置的尺寸设计。     

考虑弹性效应的平面运动弹道方程

对考虑弹性效应的平面运动弹道进行了研究.以Euler-Bernoulli梁模型理论为基础.考虑了火箭箭体的分布质量、气动力,以及振动与位移之间的藕合关系,采用Hamilton原理推导了弹性火箭的平面运动动力学方程并进行弹道仿真.仿真结果表明,考虑弹性效应的影响,火箭弹道的高度和射程与刚体模型结果相比射程减小而射高增加,说明弹性效应的影响不可忽略.该文方法为高精度弹道分析提供了参考.     

在热冲击下弹性梁非线性热局部屈曲

研究了弹性梁在热冲击下的热传导过程和大变形下的后屈曲行为。采用Hamilton体系下的辛本征解基描述屈曲模态,并用辛本征解展开方法对非线性的后屈曲问题进行探讨。提出了一种数值计算方法。研究结果揭示了梁后屈曲的整个变化过程。结果还表明屈曲变形过程依赖热冲击强度、热传导系数和梁的参数等。     

机枪弹性枪架的两种有限元建模方法及其比较

针对某型机枪的弹性枪架,分别采用梁单元和混合单元建立枪架的有限元模型,前者的枪架被简化成由7个梁、1个集中质量组成的对称的空间刚架结构.后者则采用Pro\E建立枪架实体模型,再导入Nastran对模型进行几何清理,最后建立模型.对两种模型计算结果进行比较.结果表明以实体单元为主的混合单元枪架有限元模型更能反映结构的模态信息,准确性更高.     

四旋翼无人机前飞模态特性

为研究四旋翼无人机在前飞模态下的特性,通过机理建模（叶素法）和风洞试验分析多旋翼无人机在前飞时桨叶和机身气动特性,分别得到了桨叶和机身在前飞模态的气动力模型。该气动力模型带入建立的刚体运动学方程中,可得四旋翼无人机在前飞模态下的非线性动力学模型和状态空间模型,并进行了风洞试验验证。结果表明：在前飞时桨叶气动力模型与悬停模型存在较大的区别;四旋翼在前飞模态时存在俯仰/垂向通道的耦合和滚转/偏航通道的耦合。     

鸭式制导炮弹气动布局参数设计方法研究

针对一对鸭舵的制导炮弹,提出采用模糊综合评判方法进行气动布局参数设计.选用一套气动力快速估算方法计算了制导炮弹的气动特性,分析了气动布局参数对气动特性的影响;建立了有控弹道模型,并在一定控制模式下对有控弹道特性进行了分析;综合考虑有控弹道设计的各项指标,应用模糊综合评判模型对气动布局参数进行了合理设计.算例结果表明,该设计方法具有良好的实用性和通用性.     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略;弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

弹性翼S-C型末敏弹气动特性研究

采用双向流体-固体耦合方法对无伞末敏弹进行气动弹性分析,研究了末敏弹尾翼在气动力作用下的变形规律,并对尾翼变形后的末敏弹系统进行气动特性分析,总结了末敏弹气动参数、尾翼挠曲变形随运动攻角的变化规律。研究结果表明,末敏弹的阻力系数和转动力矩系数均随着攻角的增大呈先增加、后减小的趋势,升力系数则随着攻角的增大呈单调递增趋势;自由飞行试验结果显示,与刚性翼末敏弹相比,弹性翼末敏弹的气动参数仿真值与试验值更为贴近。     

弹性体导弹主动减振组合控制器设计

将导弹弹体弹性变形引起的附加气动力引入导弹刚体运动方程和弹性振动方程,推导出弹性体导弹数学模型,在此基础上引入主动作动力,建立起适合进行主动减振设计的弹性体导弹状态空间模型.针对解耦的刚性子系统设计H∞控制器模拟刚体导弹控制器,针对弹性子系统设计LQR控制器,再考虑耦合项对弹性子系统进行控制器设计,得到主动减振组合控制器.仿真结果验证了所设计的组合控制器在保证弹体运动姿态控制的同时具有较好的减振效果.     

多升力弹体气动伺服弹性发散分析

本文将无控二升力弹体气动弹性发散分析方法推广为有控多升力弹体气动伺服弹性发散分析方法。该方法毋需结构固有振型为原始数据,且数学工具简单。     

电液舵机抑制颤振的设计思路

随着导弹性能提升，在飞行中的气动力、弹性力及惯性力耦合作用下，舵系统极可能产生振幅不衰减的自激振动（即气动颤振），如何抑制颤振发生是目前摆在舵机研究中比较迫切的问题，阐述了电液舵机抑制颤振发生的设计思路。     

Re-entry Attitude Double-loop SMC of the Spacecraft and Its Logic Selection

A spacecraft re-entry attitude control method using sliding mode control （SMC） theory is developed. The con- troller utilizes douhle-loop SMC scheme and provides the robust, de-coupled tracking of both the angular velocity and the shuttle orientation angles. In accordance with the hybrid-controlling characteristics of the aerodynamic surfaces and reac- tion control system of the spacecraft, the control torque commands are allocated into the actuators such as the aerodynamic surfaces and reaction control system by using the optimal control selection allocation algorithm. The simulation of the spacecraft re-entry attitude controlling demonstrates the robust, de-coupled tracking performance of the proposed method and its validity.