燃气舵推力矢量控制技术在反坦克导弹上的应用

为了提高反坦克导弹的过载能力,对燃气舵推力矢量控制进行了研究。通过理论分析法及数学仿真计算,分析了燃气舵的引入对弹体特性的影响。结果表明燃气舵能够有效提高弹体的控制能力和快速性,但会引起大攻角,同时还需考虑推力损耗和舵混合原则设计问题。研究结果为气动/燃气舵复合控制系统设计提供依据。     

垂直发射反坦克导弹控制系统关键技术研究

以垂直发射的反坦克导弹为研究对象,介绍了国内外在垂直起飞-快速转弯、全方位发射以及制导律等若干关键技术方面的研究现状,指出了气动力/推力矢量复合控制技术是解决快速转弯的有效策略,空中自主完成全方位快速转弯是全方位发射的关键。以比例导引为基础的滑模变结构多条件约束制导律是反坦克导弹制导控制的研究方向,分析了反坦克导弹滚转飞行、大攻角飞行过程中存在的问题并提出了解决方案。     

非线性块对角在飞航导弹垂直转弯控制中的应用

传统的三通道(俯仰、偏航、滚转)独立小扰动导弹模型不能适应在大攻角与大过载下的控制,于是文中提出基于非线性块对角控制来解决。首先着重分析导弹的垂直转弯飞行方案,鉴于导弹的四层结构并非仿射型,然后对所建立的分层块对角模型进行仿射处理,并采用推力矢量控制方法实现了导弹垂直转弯的块对角控制器设计。最后在模型精准和气动参数摄动下,进行了数字仿真,结果表明系统在完成垂直转弯的同时,还具有很强的鲁棒性。     

反坦克导弹近距离顶攻弹道设计

针对反坦克导弹近距离顶攻存在的弹道落角不足问题,分析了在弹道初始段加入推力矢量控制对飞行弹道的影响,并对气动力/推力矢量控制的近距离顶攻飞行弹道进行分析,设计了一种基于弹目视线角速度和弹目视线角的制导律,保证在全射程内的落角要求.仿真结果表明,所提出的制导律充分利用了推力矢量特性,提高了导弹的机动性能,在导弹的全射程内都能保证较大的落角,是一种可行的方案.     

推力矢量控制空空导弹敏捷转弯弹道优化

针对推力矢量控制的空空导弹敏捷转弯问题,根据推力矢量控制的特点,建立推力矢量控制力学模型;由于敏捷转弯姿态角变化范围大,为避免欧拉角导致的奇异问题,用四元数法建立导弹的六自由度运动方程。以转弯时间最短为指标,以推力角为控制量,以导弹姿态和速度方向均达到指定角度为终端约束条件,建立敏捷转弯最优控制问题模型。以某使用推力矢量控制的空空导弹敏捷转弯为例,用伪谱法求解其最短时间内完成转弯所需的推力矢量控制,得到满足约束要求的最优弹道和推力角变化规律。     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

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。     

钨渗铜燃气舵的研制

本文介绍了美国制造钨渗铜燃气舵的具体情况。由于研究出制舵的新技术,将钨粉压制到接近舵的实际形状,然后在生坯状态下进行机加工,从而降低了舵的成本。该舵用于垂直发射的反潜导弹的推力矢量控制装置上。     

导弹混合BTT/STT变结构控制器设计与仿真

针对传统的侧滑转弯(STT)控制机动能力相对不高和倾斜转弯(BTT)控制在机动上有一定的时延等缺点,以空射导弹为例,将导弹的飞行过程划分为三个阶段,采用混合BTT/STT逻辑将导引头输出的过载信号转换为攻角、侧滑角和滚转角指令信号,并且分别设计了导弹俯仰-偏航通道和滚转通道滑模变结构控制器,使其能够准确跟踪给定的攻角、侧滑角、滚转角指令。为了减小变结构控制器的抖振影响,采用了将切换控制连续化的方法。最后通过仿真验证混合BTT/STT控制逻辑的可行性和变结构控制器设计的有效性。     

矢量控制反坦克导弹顶攻弹道模型

针对目前顶攻反坦克导弹矢量控制主要集中在单一的燃气舵矢量控制的不足,提出了空气动力和燃气动力共同作用下的矢量控制反坦克导弹顶攻弹道模型。该模型包括典型顶攻弹道7个阶段的数学模型,各阶段模型分别表述了所对应阶段的弹道设计方案和力学模型。通过建立simulink程序进行了弹道仿真计算,并进行了风洞试验和发射试验,仿真与试验结果表明,建立的数学模型准确可靠。     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

空空导弹推力矢量舵系统适配性选择

简要介绍了三类推力矢量舵系统,分析了几种主要推力矢量舵系统的操作效率,提出了空空导弹推力矢量舵系统应遵循的四项适配准则,并根据此准则探讨了各种舵系统在空空导弹上的适用性,给出了几种推力矢量舵系统的联动控制能力,滚动控制能力及稳定比较 。     

迎角对导弹初始弹射弹道的影响

针对导弹发射的机弹分离过程存在较大不稳定性问题,通过求解流体动力学方程组和刚体六自由度运动方程,仿真分析了迎角对空空导弹初始弹射弹道的影响。参照美国阿诺德工程发展中心开展的一项使用标准机翼/挂架/带舵外挂物模型的捕获轨迹法试验,建立了相似的几何仿真模型并进行了数值计算。通过数值计算结果与文献［29］中风洞试验结果进行对比分析,验证了数值计算方法的可行性;采用该方法计算和分析了四代战机在不同迎角下内埋弹射空空导弹的初始弹道。结果表明：在超声速条件下,迎角变化对导弹初始弹射阶段的六自由度运动有明显的影响;随着迎角的增大,导弹俯仰运动更剧烈、横滚角度更大、偏航角度更小,机弹分离的速度明显下降、分离的安全性逐渐降低。     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

水陆两栖车矢量喷口装置设计与仿真

为提高水陆两栖车水上航行时的操纵性与稳定性,提出一种新型矢量喷口装置.喷口装置有俯仰与旋转两个运动自由度,可以控制喷水推进器喷射水流的方向,生成方向可控的三维矢量推力.根据水陆两栖车喷水推进理论,完成满足某型轮式两栖车航行动力需求与平台约束的喷水泵基本参数设计.依据计算的水泵出口直径完成与喷水泵一体化的矢量喷口结构与控...     

基于RBF神经网络的空空导弹控制器设计

应用倾斜转弯（Bank to Turn，BTT）及推力矢量控（Thrust Vector Control．TVC）技术设计并建立了空空导弹六自由度模型。在此基础上考虑气动参数变化和建模不确定性引起的误差对导弹控制系统的影响，为消除误差影响，引入RBF神经网络分别对快慢回路进行补偿，利用李亚普诺夫（Lyapunov）稳定性定理推导了神经网络权值、中心及带宽的自适应规律，并证明了闭环系统的稳定性。通过对某型空空导弹大机动仿真研究，结果表明RBF神经网络自适应控制方法补偿作用显著，不仅改善了控制系统的动态性能，而且使系统具有良好的抗干扰和容错能力。     

自动驾驶仪设计中复合滑模控制方法研究

针对导弹滚转驾驶仪模型，提出了一种复合滑模控制方案。首先分析影响系统稳定的模型不确定性。确定了其完全满足匹配条件；其次建立了主反馈比例切换的滑模控制方法，消除不确定性的影响；最后引入复合控制克服抖振减少不必要的指令切换。仿真分析表明，变结构驾驶仪平稳无抖振鲁棒性好。     

旋转弹体及减旋片滚转阻尼数值模拟

滚转阻尼力矩导数是影响减旋效果的重要参数。采用求解定常流场的计算流体力学方法,对亚跨声速阶段带减旋片翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行数值模拟。滚转阻尼力矩导数数值模拟的结果与试验值一致性较好。通过数值结果分析解释了由于滚转引起的弹翼气流攻角的变化,表面压力的变化,以及附加升力导致的滚转阻尼力矩的形成原因,展示了薄翼片弯折的位置,同时从流场的角度展示了滚转对弹体附近气体流动的影响,以及滚转引起的表面流线的弯曲,螺旋状尾迹。