导弹气动数据分析与评价方法

从控制系统设计工程应用的角度出发,介绍了导弹气动数据的分析与评价方法;利用力矩平衡的原理,介绍平衡舵偏与气动偏导数的求取方法;并用偏导数与物理参数计算出导弹的弹体特性,给出了弹体固有特性的分析与评价;求取平衡舵偏与舵偏角速度,初步论证了舵机的指标;通过对导弹性能的估算,绘制全空域的性能曲线,为控制系统的设计提供有效的数据支持;计算结果表明了所采用的方法的有效性。     

小展弦比无尾飞翼式无人机控制律研究与仿真

无尾飞翼布局无人机具有高气动效率、结构强度以及良好隐身特性等突出优势,但也具有控制性能不佳的缺点。以某型小展弦比飞翼式无人机为研究对象,基于CFD仿真计算和风洞试验得到的气动数据,分析该型无人机的稳定特性,讨论了嵌入面式操纵面对小展弦比无人机的优劣。主要分析该无人机纵向模态,进而设计了飞行控制系统,搭建了飞机模型,并使用MATLAB仿真飞行过程,验证了控制系统的可行性,为飞翼无人机控制系统的设计提供参考。     

某SUV后视镜气动噪声模拟研究

降低气动噪声已经成为乘用车NVH研究的重要内容.对某SUV汽车后视镜气动噪声进行了计算流体力学(CFD)和计算气动声学(CAA)研究.采用大涡模拟模型(LES)计算了后视镜的瞬态外流场,并应用Lighthill-Curle声学理论和FW-H声学模型预测了其噪声特性.该方法使乘用车气动噪声预测成为可能,分析结果可用于改进后视镜的气动噪声性能.     

基于粒子群算法的长航时无人机翼型快速优化设计

针对长航时无人机翼型气动性能优化的需求,将CFD分析技术、PSO算法与RBF代理模型方法相结合,提出了一种长航时无人机翼型快速优化设计方法。采用正交基函数描述翼型外形,并通过求解N-S方程获得翼型气动性能。使用标准粒子群优化算法对翼型气动性能进行优化,以提高全局收敛性。考虑到CFD气动分析存在计算耗时的缺点,通过径向基函数代理模型对CFD气动分析模型进行近似,以达到提高优化效率的目的。长航时无人机翼型优化算例研究表明,所提出的快速优化方法在保证优化设计质量的前提下,可以有效地降低优化计算成本,提高优化效率,具有较高的工程实用性。     

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。     

玻璃纤维/酚醛复合材料的烧蚀性能研究

对材料烧蚀性能研究方法进行了分析，认为理论计算与地面模拟试验相结合是评价材料烧蚀性能的有效手段。在地面模拟试验中，针对设备的局限性，采用提高气动压力的方法来补偿由于热流密度不够造成的加热量不足，并将其结果与理论计算修正值进行比较，得到了很好的一致性结果。还对影响再入加热量的两个重要参数气动压力和热流密度对材料烧蚀量的影响进行了分析，认为气动压力比热流密度对材料的烧蚀性能影响更大。     

基于专家PID的滚转导弹控制系统

针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID控制系统。建立了滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID控制方法设计该导弹的控制系统,并在Matlab中对控制系统进行仿真。仿真结果表明:该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性,能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。     

基于反馈线性化的直接侧向力与襟翼复合控制

针对高超声速飞行器再入过程中气动舵面烧蚀与失效的问题,选用具有良好热防护性能的尾装襟翼作为气动执行机构,但欠驱动的气动控制将使飞行器存在不稳定内动态,从而使飞行器成为非最小相位系统。为抑制不稳定内动态对系统稳定性的危害并提高襟翼飞行器在临近空间高超声速飞行的控制品质,在飞行器的俯仰与偏航通道中各引入一对姿控发动机,构成襟翼与直接侧向力复合控制系统。建立了襟翼飞行器复合控制系统数学模型,并基于该模型分析了过载输出时系统内动态的有界稳定条件。针对内动态稳定的复合控制系统,运用输入-输出反馈线性化方法设计了控制器,并分析了襟翼和姿控发动机之间的配合机理。进行了快时变背景下的对比仿真,仿真结果表明,该复合控制系统有比纯襟翼控制作用下更好的动态品质,并对气动参数快时变具有一定的鲁棒性。     

模糊反演飞航导弹过载控制系统设计

选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统.不忽略舵系统的动态特性,假设舵系统具有一阶动态特性.应用反演设计思想设计控制系统,并在反演过程中加入智能模糊调节项.模糊控制项用来抑制弹体气动参数摄动而引起的控制系统跟踪性能的下降.仿真结果表明,该方法保证了控制系统的快速性、准确性和鲁棒性.另外控制算法计算量小,易于工程实现.     

气动系数拟合方法及其误差研究

本文用多元回归分析、参数优化法（共轭梯度法和变尺度法）拟合气动系数，并对这几种方法进行比较、分析。研究结果可用于飞行弹道计算和控制系统仿真。     

天线罩寄生回路影响与自校正控制在线补偿

以雷达寻的导弹的制导系统设计为应用背景,建立了天线罩寄生回路模型,采用无量纲方法分析了寄生回路对制导系统稳定性及制导性能参数的影响。基于极点配置自校正控制理论提出了一种天线罩寄生回路的在线补偿方法,并进行了仿真验证。研究结果表明,天线罩误差斜率的存在导致寄生回路的生成,从而削弱整个制导系统的稳定性,且随着剩余飞行时间的减小,制导系统稳定性恶化加剧,寄生回路会改变制导系统的有效制导时间常数和有效导航比,从而影响制导精度。所提补偿方法能够有效地完成对寄生回路的在线补偿,且具有良好的适应性和鲁棒性,从而达到了增强制导系统稳定性,改善制导系统性能的目的。     

CZ—2E运载火箭制导技术

本文主要阐述为我国第一枚大型捆绑运载火箭CZ—2E承担外星发射任务,满足澳星提出的高精度、多指标的入轨要求,而精心设计的CZ—2E制导系统的制导方案及其控制机理。并以1992年8月14日成功发射澳星(Aussat B1)的精确入轨参数表明该系统具有完善的制导功能和先进的性能指标,可以承担发射各类卫星的制导任务。     

制导系统设计参数多准则优化决策方法研究

研究了考虑制导控制系统性能和成本等因素的一体化设计参数优化决策问题。提出将制导控制系统参数优化设计问题转化为多准则决策问题的方法,以比例导引制导系统为模型采用多因素决策的优劣解距离法（TOPSIS）决策过程验证了方法的有效性。在决策准则选取方面,将系统精度、成本等因素综合考虑建立了参数决策矩阵,根据不同初始条件下制导系统脱靶量仿真结果,分析了性能、成本不同加权情况对设计方案决策排序结果的影响。提出的决策方法能够有效决策出制导系统兼顾多种准则的最优设计方案,决策的鲁棒性良好。     

基于自抗扰控制的导引律

考虑目标机动和驾驶仪动态等情况,提出了一种基于自抗扰控制理论和反步法设计思想的新型制导律。将目标机动和驾驶仪参数不确定分别当成系统的扰动。将包含驾驶仪动态特性的制导环路,分作外环和内环分别进行控制器设计。外环自抗扰控制器用于控制切向相对速度收敛到零。抑制目标机动及系统非线性项对视线稳定性影响。内环自抗扰控制器用于跟踪外环输出的虚拟控制,补偿驾驶仪动态及驾驶仪参数不确定性对于制导精度的影响。仿真结果表明,设计的算法能够有效地实现制导目的,在目标作大机动且考虑驾驶仪动态情况下,仍然具有很高的制导精度。     

多约束制导律与导引头隔离度制导匹配性研究

针对导引头隔离度影响多约束制导系统稳定性与制导精度的问题,推导了一种多约束制导律（GLMC）,在此基础上构建了考虑导引头隔离度的多约束制导模型。研究了导引头隔离度和制导参数等对制导系统稳定性的影响规律,采用伴随函数法,分析了有无导引头隔离度影响情况下GLMC制导性能变化规律。结果表明,减小制导时间常数、增大隔离度幅值,以及剩余飞行时间的减小都会降低系统稳定性。GLMC能容忍的隔离度水平大约为1%,在实际工程应用中,要保证GLMC较为先进的制导性能,需严格控制导引头的隔离度水平,降低寄生回路对制导系统稳定性的影响。     

敏捷性导弹的神经网络控制与制导

为了使导弹获得更高的机动性、敏捷性和导引精度,大多采用推力矢量控制方案.本文讨论了新型推力矢量控制导弹的动力学建模,在此基础上提出了适用于推力矢量导弹的神经网络控制与制导方案,其中的导弹控制方案包括双网络逆动态学习控制和混合神经网络控制两种.神经网络制导采用基于线性二次型的最优制导的有教师学习方案.神经网络学习算法中因引入了基于经验的模糊规则,具有较好的学习性能.仿真表明神经网络控制与制导方案具有较好的末制导导引精度.     

基于ESO的拦截机动目标带攻击角度约束制导律

为满足攻击角度约束的要求,设计了一种考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的制导律。建立了考虑驾驶仪二阶动态特性的带攻击角度约束项的制导系统模型,采用二阶滑模超螺旋算法对扩张状态观测器进行改进,提出了一种超螺旋扩张状态观测器,对未知目标加速度进行估计,选取一种带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模面,结合动态面控制,提出了一种新型制导律。该制导律能使系统状态全局有限时间收敛,补偿驾驶仪动态特性。对比仿真结果表明,所提观测器估计精度高,所提制导律能够实现视线角速率和攻击角度有限时间收敛,且具有更好的制导性能。     

基于数字控制器的炮射导弹制导系统研究

论述了炮射导弹制导系统的方案，给出了制导系统的构成框图，对炮射导弹制导系统进行了动态分析，设计了数字控制器并进行了半实物仿真试验。仿真结果表明，所设计的制导系统性能良好，能够满足指标的要求。     

复合制导炮弹最优滑翔弹道与控制

研究了制导炮弹最优滑翔弹道与控制问题.建立了滑翔弹道模型,以射程为指标函数,考虑终端速度、高度和弹道倾角约束,采用庞特里亚金极大值原理和共轭梯度法求出控制变量有约束的最优滑翔弹道,简要分析了滑翔增程机理.给出2种纵向通道控制结构,并进行控制参数设计,数值仿真表明2种控制结构均可实现对最优滑翔基准弹道的精确跟踪.     

正交试验法在制导算法优化中的应用

为优化制导算法的性能,需要确定影响制导性能的关键参数并进行寻优。利用正交法对影响性能的主要制导参数进行试验,确定出主次要因素,并对主次要因素进行排列组合,确定对应组合的参数取值。基于设计结果,进行了仿真验证,结果表明,正交试验法是一种十分有效的参数优化方法,可用于制导算法的完善和制导律的优化设计,缩短工程设计时间。