固定翼双旋弹动力学特性分析

固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信（CCF）和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示：当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。     

考虑导弹自动驾驶仪动态特性的H∞导引律

为拦截机动目标并克服导弹自动驾驶仪动态特性对制导性能的不利影响,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的H_∞鲁棒导引律。将综合制导与自动驾驶仪2阶动态特性的3阶线性时变状态方程表示为多面体线性参变系统,应用线性矩阵不等式（LMI）方法设计了具有参数依赖增益的线性状态反馈形式的新型H_∞鲁棒导引律,参数依赖增益中的系数是通过求解以LMI为约束的凸优化问题得到的。仿真结果表明：尽管不需要目标加速度的任何信息,新型H_∞导引律依然具有较强的鲁棒性,且具有较高的制导精度。     

固定鸭舵高速旋转弹修正减旋技术研究

为了实现对高速旋转弹进行低成本的二维弹道修正,采用在高速旋转弹弹头加装两对固定鸭舵的二维弹道修正原理和减旋技术。为了研究鸭舵的减旋能力,建立了二维弹道修正弹模型,对不同弹丸飞行速度、攻角、舵偏角对应的导转力矩进行动力学和运动学联合仿真,以及对导转力矩在全弹道进行数值计算。结果表明,固定鸭舵能够满足对高速旋转弹修正减旋要求,研究结果对二维弹道修正技术研究有较好的参考作用。     

基于动态逆的复合控制导弹H∞最优输出跟踪控制

针对姿控式直接力/气动力复合控制导弹,提出一种基于动态逆的H_∞最优输出跟踪控制方法。该方法考虑了复合控制导弹的非线性因素,将动态逆回路作为控制系统的内环以抵消系统的非线性因素,同时考虑系统实际存在的参数不确定性以及外部干扰,将鲁棒控制器作为外环以提高整个系统的鲁棒性。其中鲁棒控制器将传统的H_∞控制与最优输出跟踪控制相结合,既能有效地抑制干扰,降低系统对参数摄动的敏感程度,又能提高系统的跟踪性能。仿真结果表明,复合控制系统具有较强的抗干扰能力,在保证系统稳定的同时,也达到满意的控制效果。针对姿控式直接力/气动力复合控制导弹,提出一种基于动态逆的H_∞最优输出跟踪控制方法。该方法考虑了复合控制导弹的非线性因素,将动态逆回路作为控制系统的内环以抵消系统的非线性因素,同时考虑系统实际存在的参数不确定性以及外部干扰,将鲁棒控制器作为外环以提高整个系统的鲁棒性。其中鲁棒控制器将传统的H_∞控制与最优输出跟踪控制相结合,既能有效地抑制干扰,降低系统对参数摄动的敏感程度,又能提高系统的跟踪性能。仿真结果表明,复合控制系统具有较强的抗干扰能力,在保证系统稳定的同时,也达到满意的控制效果。     

基于固定鸭舵的弹道修正弹建模与仿真

针对固定鸭舵和弹体具有不同的滚转角速度,传统六自由度弹道模型不能有效描述修正弹的飞行状态的问题,为研究固定鸭舵弹道修正弹的弹道特性,将弹丸与修正组件分别作为2个独立刚体建立六自由度弹道模型,分析了两者的运动耦合关系,建立了可表示具有相对滚转向量的七自由度弹道模型。以某型旋转稳定弹为例,通过基于Simulink的弹道仿真,得到了攻角、侧滑角的变化曲线,仿真结果表明该模型能够描述弹丸的弹道特性。     

固定鸭舵控制误差对修正弹落点散布的影响

针对不同控制误差条件下弹丸的落点散布规律,分析了控制误差的表现形式,将控制误差近似描述为均值误差和抖动误差两项之和,设计了基于七自由度弹道模型的蒙特卡洛打靶仿真实验,得到了不同误差条件下修正弹的落点散布。仿真结果表明,固定鸭舵滚转角控制均值误差和固定鸭舵抖动误差都会增大修正弹落点散布,降低命中精度,且固定鸭舵抖动产生的影响大于控制均值误差的影响。该项研究可为固定鸭舵式二维弹道修正弹控制算法优化提供依据。     

变体飞行器有限时间切换H∞跟踪控制

针对变体飞行器变形过程中的跟踪控制问题,基于切换线性变参数控制理论建立了变体飞行器模型。为了抑制变形过程中控制器切换和不确定性的影响,保证闭环系统有限时间有界同时满足指定的H_∞性能指标,基于模态依赖平均驻留时间方法和多Lyapunov函数方法,提出一种切换有限时间H_∞跟踪控制器的设计方法,并分析了系统的有限时间鲁棒稳定性,通过求解线性矩阵不等式得到控制器存在的充分条件。仿真结果表明,所提方法能够使飞行器系统准确跟踪指令,且对于控制器切换和不确定性具有鲁棒性,降低了控制器设计的保守性。     

异型弹芯飞行稳定性判据

传统大长细比圆截面杆式弹在超高速发射时的膛内强度和飞行挠度问题始终是困扰人们的技术难题.异型截面弹芯以其具有很好的超高速发射强度和较强的终点毁伤性能等优点,而日益受到人们关注,文中根据异型弹芯的特点,建立其空中刚性运动数学方程,并详细推导了其攻角方程,得出飞行稳定性判据,同时分析其与一般炮弹稳定判据的异同,为异型弹芯杆式弹的设计及其特性分析提供了理论依据.     

旋转稳定二维修正弹鸭舵法向力计算模型研究

为了研究修正组件滚转条件下二维修正弹鸭舵的法向气动力非线性规律,建立了鸭舵坐标系,考虑弹丸攻角、舵偏角、弹丸运动和迎风区与背风区等影响因素,采用多元泰勒展开理论,建立了动态鸭舵法向力计算模型; 采用数值计算分析了不同攻角、舵偏角组合的鸭舵法向力特性,得到了不同舵偏角下鸭舵法向力随攻角的变化规律,分析了滚转条件下舵偏角和攻角对4个鸭舵法向力系数的影响规律。结果表明:鸭舵法向力计算模型的计算结果与数值计算结果吻合较好,该模型为二维修正弹的气动力计算提供了参考。     

旋转尾翼弹箭极限圆锥运动稳定判据

为获得旋转尾翼弹箭极限圆锥运动稳定判据,针对现有理论方法的不足,提出了改进理论模型。该模型通过对弹箭在准圆运动状态下的振幅平面方程进行泰勒展开,从而充分考虑幅值变化对振幅平面方程中根号项取值的影响;在此基础上,根据不同参数取值情况,对其非零奇点的存在性和稳定性进行分析,导出了弹箭在非线性静力矩和非线性马格努斯力矩作用下形成稳定极限圆锥运动的解析判据,并给出两条仅与攻角方程初始参数相关的综合判据条件J₁>0和J₂>0;以某型旋转尾翼弹箭气动及结构特征参数为例,对所得理论判据进行了验证。研究结果表明,给出的稳定极限圆锥运动形成判据,与现有理论结果相比,更为全面且明确,利用所得判据条件,可方便准确地对弹箭极限圆锥运动特性进行分析判断。     

155mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究

二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明：二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。     

隔转鸭舵式弹道修正弹双旋通道参数辨识

双旋弹概念为旋转稳定榴弹的智能化改造提供了新思路,解耦后前后级之间通过执行机构进行控制。为实现对控制内回路的高效设计和分析,建立双旋通道的动力学模型。该模型以准静态气动力和改进形式的LuGre摩擦之间的匹配关系预测鸭舵的运动。通过瞬态数值计算和动态风洞试验获取气动力和摩擦的时域数据,利用最小二乘方法对模型的参数进行估计。研究结果表明：鸭舵的侧向力和滚转力矩分别受到相位角和滚转速率的影响,准静态气动力的估计精度在4× 10^-3以内;前后级之间的摩擦是轴向力和相对转速的函数,改进的LuGre模型对摩擦的估计能够满足工程需求。飞行试验中双旋参数的测试结果验证了双旋模型在全弹道过程中对鸭舵运动预测的可行性,为双旋修正弹的工况预测和控制系统设计提供了分析方法。     

隔转鸭舵式弹道修正弹电磁执行机构工况研究

为研究隔转鸭舵式弹道修正弹执行机构的工况,对鸭舵和轴承进行动力学建模,改进基于欧拉方法的双旋弹道模型,并利用弹道参数对电磁执行机构的设计工况进行验证。以不同发射条件下弹体和鸭舵的滚转状态为基础,提取执行机构的工作转速和电磁扭矩。计算结果表明：鸭舵在出炮口后能够快速实现相对弹体的反向滚转,并逐渐达到低速的平衡状态,且平衡转速受发射条件影响小。弹体转速是引起执行机构工作转速范围较大的原因,弹丸经过弧顶后,执行机构的工况趋于平稳,转速保持在130~230 r/s范围,所需扭矩小于0.5 N·m. 从执行机构工作带宽的角度考虑,最佳启控点宜在弧顶之后。基于顶层弹道模型获取关键部件设计指标的方法为双旋弹道修正弹的工程应用提供了借鉴。     

有向切换拓扑条件下考虑暂态响应的多智能体H∞一致性控制

针对有向切换拓扑多智能体系统带领导者的一致性追踪问题,研究了H_∞一致性控制方法。通过带有领导者的Laplacian矩阵,将带领导者的一致性追踪问题转化成低维系统的稳定性问题,并给出满足暂态性能指标的充分条件;利用Lyapunov函数法并结合线性矩阵不等式方法,对系统进行了稳定性分析,得到了分布式控制器的设计方法和平均驻留时间条件。该设计方法能够使系统受到随机外部扰动时,系统状态以较小的振荡快速趋于一致,满足暂态响应性能指标。分别在考虑暂态响应、不考虑暂态响应和不受外部扰动3种条件下,对多无人机系统进行了仿真。结果表明,考虑暂态响应的H_∞一致性控制器能够使系统达成一致,比不考虑暂态响应所设计的控制器能更快地、更平稳地趋于一致,满足暂态性能指标。     

固定鸭舵导引组件修正力模型改进及参数辨识

固定鸭舵双旋弹道修正弹通过调整固定鸭舵相位角控制修正力方向,从而改变弹体姿态,实现弹道修正。准确的导引组件修正力模型是提高修正弹修正精度的关键。本文在风洞试验基础上验证了数值计算的有效性。针对非零攻角下翼身干扰不对称现象,基于小扰动理论建立了基于4片舵片考虑翼身干扰的修正力模型。使用计算流体力学(CFD)所得数据,通过Levenberg-Marquardt算法对修正力模型进行参数辨识。辨识结果表明：基于4片舵片气动模型的y轴方向、z轴 方向修正力随相位角呈正弦规律变化;在给定马赫数情况下,所建立的气动模型弹头对舵片的干扰系数对攻角变化不敏感,干扰系数随攻角相对变化小于4.9%;所建立的修正力气动工程模型y轴 方向和z轴方向修正力的残差平方和比现有模型更小,头部修正组件的修正力模型与CFD计算结果吻合较好。     

近距耦合鸭式布局导弹气动特性

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明：当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性。     

主动悬架有限频域H∞时滞控制参数影响分析及优化

基于线性矩阵不等式的方法,设计了考虑控制输入时滞的有限频域H_∞控制算法。在该算法设计中,以提高车辆乘坐舒适性、降低车体加速度为控制目标,以悬架动行程小于最大许用行程、车轮与地面始终保持良好接触、作动器出力小于其最大出力为控制的3个约束条件,分析了控制参数对求解结果的影响。针对控制参数经验取值难以得到控制的最优解,且不同时滞条件下参数取值不具有通用性的问题,提出了基于遗传算法的优化设计方法,并对求解得到的控制算法性能进行了仿真分析。结果表明：基于遗传算法优化设计并考虑了控制时滞的有限频域H_∞控制算法,能够有效地降低时滞对控制的影响,提高车辆在4~8 Hz频域范围内的乘坐舒适性,且控制效果明显优于依靠经验设计的控制算法和未考虑控制输入时滞的控制算法。     

基于改进LuGre摩擦模型的双旋弹丸固定舵翼滚转位置鲁棒自适应控制算法

针对双旋弹丸舵翼滚转位置系统存在非线性摩擦、不确定性参数以及时变扰动等问题,提出一种基于连续可微LuGre摩擦模型的鲁棒自适应控制策略。以基于永磁同步发电机为电磁执行机构的舵翼滚转位置控制系统为研究对象,建立包含改进摩擦模型的系统非线性数学模型。通过对未建模扰动的上界进行自适应估计,在控制器中设计扰动补偿鲁棒反馈项将其补偿,降低扰动对控制性能的影响。对系统不确定性参数、摩擦状态量进行在线自适应估计,并结合摩擦补偿设计自适应控制律,降低系统对参数不确定性和非线性摩擦的敏感度。通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的全局稳定性。仿真结果表明：该方法能准确地对模型参数、非线性摩擦状态以及扰动进行估计和补偿,具有控制精度高、稳定性好和鲁棒性强等优点。