末敏弹系统开伞过程的模拟试验方法及应用分析研究

针对末敏弹开伞过程中伞绳拉直、开伞充气和减速稳定段的运动特点，提出了一种采用多普勒雷达实现多目标测速的模拟试验方法，并成功地进行了末敏弹系统开伞过程的模拟试验。利用开伞过程各段弹道方程对试验结果进行应用分析研究，从中提出了弹道计算中必需的特征参数。试验证明，该方法真实反映了末敏弹伞系统开伞过程的运动规律，其测试结果可以满足末敏弹系统相应弹道段实际弹道计算的基本需要，是一种实用、可靠的方法。     

涡环旋转伞充气过程及气动特性分析

为了探索灵巧子弹药的减速导旋伞——涡环旋转伞的充气性能和气动特性,利用任意拉格拉日-欧拉流-固耦合方法,模拟一种典型涡环旋转伞在无限质量和低速气流条件下的充气过程,得到伞衣动态变化过程、转速和投影直径时程变化曲线及充满后稳态下的流场变化特性。将充满伞衣幅的有限元模型转化为气动特性仿真模型,利用计算流体力学方法得到涡环旋转伞在低速气流作用下的气动力参数及流场流线、压力分布等特性。将两种方法得到的结果进行对比分析,结果表明：涡环旋转伞在来流12 m/s时能顺利充气展开并实现旋转,伞衣幅充满外形饱满,稳定转速约为3.3 r/s;阻力系数为1.36,大于一般结构轴对称降落伞;导旋力矩系数为0.87;流场分布具有中心对称性。     

旋转伞-子弹系统动力学建模与仿真

为了更精确地模拟旋转伞-子弹系统的运动,基于第一类拉格朗日方程,建立了5刚体动力学模型并进行仿真计算。将伞绳处理为阻尼弹簧,将伞、弹等处理为刚体,用质心坐标和欧拉角作为广义坐标表达各刚体的位置,给出了约束方程,求解广义力; 建立了伞-弹系统动力学方程。利用模型对伞-弹系统的零初速下落过程进行仿真计算,得到子弹的转速及扫描角变化曲线,并设计伞塔试验对计算结果进行验证。对某末敏子弹系统的稳态工作过程进行模拟计算,结果表明,5刚体模型能较真实地模拟末敏子弹稳态扫描段的弹道特性,可为智能弹药系统的总体设计提供参考。     

单翼与有伞末敏子弹的扫描比较及分析

末敏子弹的铅直落速、扫描频率及扫描间距是其稳态扫描的重要参数,对利用四元数法的欧拉运动学方程得出的仿真结果系统的比较了两种子弹的这些参数。结果显示单翼末敏子弹以其强非对称性的气动力结构形成的稳态扫描较之有伞末敏子弹具备落速更快、扫描频率更高、扫描间距更为密集的优点。鉴于实际作战环境中横风的存在,分别设定风速比较,结果表明单翼末敏子弹受横风的干扰较小。较之有伞末敏子弹,单翼末敏子弹有着无可比拟的优势。     

一种非对称双翼结构弹丸减速导旋特性试验研究

非对称双翼结构弹丸利用两个大小不同的刚性翼片提供非对称的气动力和气动力矩使弹丸形成所需的稳态扫描运动.为了分析非对称双翼结构弹丸的减速导旋特性,文中设计了一种非对称双翼结构弹丸的高塔投放试验方法,通过改变翼片形状、翼片面积及翼片布局,分析了不同非对称双翼结构对弹丸实现减速导旋性能的影响.     

基于多体动力学的弹—伞系统动态特性仿真

着重对一种弹-伞系统的动态特性进行了仿真计算。计算时，以刚体弹道代替传统的质点弹道，利用多体动力学方法作理论分析，在Solid Works和MSC．Aadms中建立系统的动力学模型，进而进行了弹-伞系统的动态特性仿真，主要是过载仿真计算。与理论计算比较，结果相近，证明了仿真计算的可靠性。     

一种非最小相位导弹过载控制系统设计方法研究

针对导弹过载控制的非最小相位系统特征,提出了一种以滑模面作为输出的滑模控制方法,该方法以反演设计和输出重定义相结合,并且通过李雅普诺夫稳定性理论证明了该方法的理论可行性。最后利用某型导弹的过载数学模型进行了数字仿真,仿真结果证明了该控制系统设计方法的有效性。     

基于多项式混沌展开方法的翼伞飞行不确定性

针对翼伞飞行性能的不确定性量化评估问题,基于多项式混沌展开(PCE)方法,提出翼伞系统模型参数不确定性分析方法.建立含有不确定性参数的翼伞系统9自由度多体动力学模型,并利用PCE方法建立代理模型来逼近翼伞系统非线性动力学模型.分析不同PCE模型阶数和样本点数量对计算结果的影响,综合考虑计算精度和效率,给出适用于翼伞飞行...     

随机初值条件下基于翼伞的无人机回收方法

翼伞回收系统由柔性伞衣和所回收负载组成,存在对着陆场要求低、飞行安全稳定、可雀降无损着陆等独特优势,在无人机回收、物资空投等军用及航空航天领域都发挥着不可替代的重要作用。翼伞回收系统依靠柔性伞衣提供升力,但伞衣存在复杂的非线性动力学特性,导致其控制难度较传统刚性飞行器更高。针对该问题,基于部分假设,通过对柔性伞衣和系统负载间的相互作用进行动力学分析,建立翼伞回收系统的简化动力学模型。基于自抗扰控制技术设计水平控制器与归航策略,实现随机初值条件下的翼伞高精度归航,从任意初始位置及角度将无人机精确地运输至目标位置。飞行测试结果表明：所建立的动力学模型可为翼伞的实际飞行实验提供仿真调试环境,实现控制器参数调节;在15次翼伞归航控制实验中,翼伞系统的平均归航落点误差为21.9 m。     

结构高过载实验的一种新方法

在前人工作的基础上,提出了一种高过载结构新的实验方法,即采用空气炮模拟高过载的载荷环境;采用弹载多路存储器测量加速度和结构应变.开发了弹载多路存储器测量系统,并以某结构为例,用本方法对其开展了高过载实验研究,结果表明本文方法可行,满足要求,为今后开展结构高过载实验奠定了基础.     

一种高精度在轨试验窗口设计方法研究

在空间试验任务中,合理的试验窗口规划是保障飞行任务顺利开展的前提。考虑试验过程中的地面测控约束、可见光相机光照约束、太阳高度角极性约束及飞行器本体阳光反射角约束,建立了飞行器高精度轨道动力学模型、在轨试验约束条件模型;利用数学仿真验证了在轨试验窗口设计方法的正确性。     

弹箭靶场交验优惠方案的一种设计方法

用数理统计的方法，提出了弹箭密集度交验优惠方案的一种设计方法，使优惠方案更趋合理，有利于促进产品质量的提高。     

一种直流永磁无刷电机及控制器的检测系统

为检测直流永磁无刷电机的控制和驱动性能,建立了一套直流永磁无刷电机及控制器的检测系统。着重介绍了电机控制器及电机的检测原理,系统采用对拖模式进行负载试验,并配备了全数字化的数据采集和控制系统,实现了对直流永磁无刷电机及控制器的动、静态性能检测。通过对某型电机的实验室测试,验证了检测系统建立的可行性和合理性。     

一种可行的盐雾试验方法

通过分析东南沿海某城市的大气特点,讨论了3种盐雾试验方案,从电子元器件的电参数和腐蚀程度2个方面对加速试验和正常大气条件下的相关性进行研究,并最终总结出一种确实可行的试验方案,为后续的可靠性评估奠定坚实基础．     

一种基于风洞试验环境的轨迹捕获系统设计

为了对投放物（以下称外挂物）相对飞机的分离特性进行考察,设计了一种用于跨声速风洞试验的轨迹捕获系统,来模拟外挂物从飞机上释放时的运动轨迹。针对外挂物轨迹的捕获问题,设计出一种6自由度串联机械臂,并通过有限元方法分析其受气动载荷时的位置精度;对机械臂进行运动学分析,根据外挂物动力学方程设计出机械臂捕获外挂物轨迹的控制器,并对机械臂运动空间进行了仿真分析;对某外挂物运动轨迹和机械臂对该投放物的捕获轨迹进行了仿真模拟。结果表明：该试验系统的允许试验时间大于0.8 s,机械臂对外挂物各方向上运动轨迹的捕获误差不超过1 mm,满足试验精度要求,从理论上验证了所设计的风洞试验轨迹捕获系统对外挂物轨迹模拟的真实性。     

一种飞控系统稳定模糊控制器的设计方法

基于T-S线性模型的模糊控制系统稳定性条件,针对飞控系统的模型特点,建立了其T-S模糊模型,并利用现代控制理论中的状态反馈方法,结合并行分布补偿(PDC)的思想,借助求解一组线性矩阵不等式(LMI)设计了一种模糊控制器,所设计的控制器能保证闭环系统的全局渐近稳定.从仿真结果看到了方法的有效性,验证表明控制器具有较强的鲁棒性.     

一种新型高压光电旋转连接器的绝缘设计

光电旋转连接器是实现2个相对旋转机构间的光通讯、电动力连续传递的精密装置,由于耐高压,绝缘设计尤为重要。介绍了高压旋转连接器的绝缘设计,提出了一种结构尺寸较小的新型绝缘设计。     

一种新型旋转存储供弹系统的研究

针对小口径高炮存储供弹系统携弹数量受限、供弹阻力大及供弹线路长等问题,提出了一种新型旋转存储供弹系统。该系统采用4个独立小弹仓组成的存储弹箱对供弹系统进行旋转供弹,大大缩短了供弹线路,减小了供弹阻力。通过合理匹配旋转供弹时间达到安全可靠的旋转供弹。该供弹系统结构设计简单紧凑,控制操作方便,运行可靠,不但满足火炮全程高射速情况下输弹动作平稳,拖弹阻力小,而且操作维修方便,能有效解决目前小口径高炮存储供弹系统的难题。