越肩发射式空空导弹初始转弯段研究

对不同导引规律、发射方式、动力系统对初始转弯段的影响进行了分析,得到相关结论,并建立了导弹模型,通过数字仿真结果验证了该结论.得到的相关结论可用于越肩发射式空空导弹系统设计.     

空空导弹直接力控制装置的初步研究

分析了直接力控制装置的研究现状和应用于空空导弹的关键技术,提出了适合空空导弹的一种多喷嘴燃气发生器方案,讨论了该方案的技术问题,并通过CFD软件计算出侧向喷管的总压损失。     

先进近距格斗空空导弹实现越肩发射设计分析

研究格斗型空空导弹实现前向越肩发射的导弹设计问题。导弹具备快速转弯飞行能力是实现越肩弹道的基础。针对前向越肩发射方式技术特点,文中从飞行平台要求、推力曲线设计、启控时间优化以及转弯控制方式等方面进行分析,通过数学建模与仿真,提出了简单实用的转弯控制方法,得到了实现越肩弹道飞行能力导弹的需用过载和转弯角速率等关键总体指标。研究结果对先进格斗导弹系统设计具有参考价值。     

抛接定向越肩发射方案与控制技术研究

为提高具有直接侧向力装置的空空导弹越肩发射转弯能力,本文提出了一种新型转弯方案——抛接定向.首先分析了现有转弯方案的不足,提出抛接定向方案,并给出具体实施流程.之后针对抛接定向方案中的姿态控制问题,引入控制量反馈,基于相平面设计符合直接侧向力装置特性的控制律,并给出渐进稳定性证明.数字仿真结果表明所设计越肩方案能够有效...     

基于大离轴制导律的一段式越肩发射制导模式

针对越肩发射攻击大离轴以及后向目标的难点,提出了一种基于大离轴制导律的一段式越肩发射制导模式。文中的研究统一了制导律形式,扩大了大离轴制导律的适用范围,回避了中末制导交接班带来的一系列问题。仿真结果表明,充分发挥导弹的快速转弯能力和比例制导律末端理想碰撞的特性,并达到制导精度要求,适用于近距格斗导弹以提高越肩发射打击能力。     

一种空空导弹用直接力装置方案研究

为了提高机动性和末端精确制导能力,未来的空空导弹有必要使用直接力装置。基于空空导弹的特点,空空导弹用直接力装置必须进行小型化设计,以减小重量、缩小体积。文中针对一种适用于空空导弹的直接力装置进行了方案研究,并对其进行了强度与内流场仿真计算,仿真结果表明该方案可行,为直接力装置将来在空空导弹上实际应用作了技术储备。     

一种红外空空导弹全向制导律设计与仿真

为实现全向攻击,红外空空导弹需要解决全向制导律设计问题。基于虚拟目标算法和大离轴制导律,提出了一种三维空间全向制导律。全向制导律与大离轴制导律具有统一的形式,但越肩发射初始转弯段和末制导段的制导信息来源不同。针对几种典型攻击条件进行了数字仿真。分析表明,全向制导律具有良好的越肩发射或擦肩发射性能,能够应用于红外空空导弹全向攻击制导设计。     

基于变结构控制的气动力/直接力切换控制设计

为了减小脉冲发动机工作时喷流与外流场对弹体和气动舵面产生的耦合作用,提高气动力／直接力复合控制系统的性能,文中提出一种气动力／直接力切换控制方案,即在导弹末端攻击目标时断开气动力控制回路,只用直接侧向力控制。采用变结构控制设计飞行控制系统,实现气动力与直接力的平滑切换。数字仿真结果表明该方法能有效地提高导弹自动驾驶仪的快速性、鲁棒性,减小直接力机构与气动舵面之间的操纵耦合,显著改善导弹的脱靶量。     

气动力/直接力解耦控制方法

采用气动力／直接力复合控制是未来的空空导弹提高控制系统快速性，改善导弹制导性能的重要手段之一。直接力的使用方式有两类，力操纵型和力矩操纵型。由于空气舵和直接力操纵所引起的弹体的旋转运动，力矩操纵型复合控制存在着严重的动力学耦合，使控制器的设计变得非常复杂。本文探讨了气动力／直接力复合控制的一种解耦控制方法。     

空空导弹反作用侧向力/气动力复合控制系统设计

建立了具有反作用侧向力／气动力复合控制的空空导弹动力学模型,采用全程滑态变结构模型跟踪理论分别设计了导弹俯仰通道气动力控制子系统和反作用侧向力控制子系统。数字仿真结果表明,与单独气动力控制相比,这种复合控制方式可以显著提升导弹响应的快速性和导弹的机动能力。     

空空导弹最大发射距离的设计

给出用于空空导弹最大发射距离估算的方法和公式, 这种方法建立在利用马赫数倒数拟合零升阻力系数的基础上, 由此得到弹道设计的解析公式, 可以较精确地估算一自由度弹道, 或确定发动机推力特性。给出一个设计的实例, 并与仿真结果进行了比较。     

运载器姿态控制重构研究

运载器发动机推力下降故障模式较为常见,对于典型的非致命故障采取姿态重构控制技术往往可以挽救一发飞行任务。随着计算机软件与硬件技术水平的提升,控制重构技术具有重大的意义。在此,开展了运载器故障动力学建模研究,提出了运载器重构控制技术方案。介绍了一种姿态重构控制技术研究成果,包括控制律设计与控制重分配方法,并针对所提出的姿态重构方法开展了仿真验证,结果表明姿态重构技术在发动机推力故障下仍可保证运载器良好的姿控性能与稳定能力。最后展望了智能控制技术发展前景。     

可重复使用运载器的工程化姿态控制系统设计

基于古典控制理论和BTT倾斜转弯控制技术,设计了可重复使用运载器(RLV)的大气层内姿态稳定控制系统.控制系统采用角速率和加速度作为PI控制的反馈信号,系统实现简单,可同时满足侧向大、小扰动情况下的姿态稳定控制要求.数值仿真结果表明该方案有效可行.     

新一代大型运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法

为解决一级半构型的千吨级大推力新一代大型运载火箭直接入轨时刻5m直径机架变形结构干扰大、20吨级巨大载荷条件下刚晃与弹晃交联耦合严重、百吨级低温发动机氧涡轮泵停转后效干扰大、主发动机关机后姿态控制能力显著不足等难题,提出了一种分时段多维增益自适应调整技术,动态调整关机后效段姿控系统滚动通道增益,可以有效提升载荷分离时刻...     

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。     

空空导弹三维智能滑模导引律设计

提出了一种基于遗传算法优化RBF网络滑模变结构控制的空空导弹三维导引律,解决了一般滑模变结构控制中存在的抖振问题,提高了导引系统的鲁棒性。该导引律在目标机动的情况下,亦能实现很好的导引效果。仿真结果表明,该导引律与比例导引相比有较大的性能改善。     

变结构控制在空空导弹控制系统中的应用研究

对空空导弹控制系统建立了数学模型,并在此基础上设计了变结构控制律。仿真结果表明,变结构控制鲁棒性强、抗干扰能力好。     

导弹发射控制模拟器的设计方法

为了检测导弹发射时导弹和发射阵地发射控制设备的可靠性,设计了导弹发射控制模拟器,模拟了导弹发射过程中从导弹助推器解除保险后到雷达开机指令到来的过程,通过发出的指令信号检测了弹、架协调仪的时间测量精度、对弹供电状态、信号加载能力、活门开启返回信号等性能.着重介绍了导弹发射控制模拟器的软件、硬件设计方法.     

载人运载火箭测试发射控制网络系统设计及关键技术

载人运载火箭测试发射控制网络是为适应载人运载火箭远距离测试和发射控制而研制。测试发射控制网络采用热备份路由及重传验证信息传输方法,实现了高效、高可靠的地面信息交换平台。本文对载人运载火箭测试发射控制网络研究背景、系统设计、系统功能、可靠性设计、关键技术实施等方面进行论述。     

防空导弹直接力和气动力复合控制方法

直接力和气动力复合控制是防空导弹对付高速机动目标、兼有反导能力以及发展为动能拦截弹的最现实有效的技术途径。文中对复合控制方法进行了综述,介绍了轨控方式和姿控方式两种典型的复合控制方法,分析了复合控制方法的优越性,并针对姿控式复合控制方法总结分析了其中主要关键技术及当今两种主流的复合控制系统设计方法,最后从工程应用的角度提出复合控制研究中需进一步解决的关键技术问题。