翼伞系统分段归航方向控制方法

分析了翼伞系统分段归航的轨迹,提出了一种翼伞系统分段归航的方向控制方法,分析了翼伞系统分段归航过程中各段对于方向控制的主要任务,探讨了位置控制和速度方向控制在翼伞系统分段归航控制程序设计时的优先权。     

翼伞系统5段归航轨迹优化研究

为实现翼伞系统精确空投和方便归航过程下拉操控,需对翼伞归航轨迹分段处理并优化。建立翼伞系统高精度9自由度动力学模型,通过数值分析得到稳态滑翔比以及转弯角速率限值。以耗能最小为目标函数,耗时和转弯半径为输入变量,建立5段归航轨迹优化模型。将5段归航轨迹作为初始条件,利用伪谱法进行轨迹优化,给出归航最优参考路径,并对比分析了5段归航与直接归航过程能量损耗。仿真结果表明,所提出的5段归航轨迹优化策略,具有其控制量函数形式简单、便于应用的优点。     

粒子群算法在翼伞空投系统航迹规划中的应用

针对当前翼伞系统研究中未考虑到地形威胁、火力威胁对航迹规划影响的问题,对地形威胁和火力威胁进行了建模,结合翼伞飞行特性,引入最小威胁曲面生成三维航迹搜索空间,并利用粒子群算法搜索优化翼伞系统的航迹。仿真结果表明,粒子群算法能有效地减小搜索空间,提高规划的效率,且使规划出的航迹能够躲避威胁,满足航程和高度的要求。     

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。     

欧美精确空投系统

欧美将精确制导及GPS导航等控制技术与空投技术的相融合,研制出多种空投系统.美国PADS精确空投系统、AGAS可承受制导空投系统、GDS普通投送系统、"尖叫者"快速投送系统、ONYX自主制导伞降系统、半刚性可展开翼(SDW)精确投放系统.加拿大"雪雁"、"夏尔巴人"精确空投系统.德国"SLG-SYS"自主滑翔伞降系统.荷兰"黑桃"小翼伞自主投送系统英国的"CADS"可控空投系统.     

精确空投系统归航环境模型构建

分析了精确空投系统在归航过程中面临的各种环境因素,着重对地形、防空火力威胁和风场特性进行了模型构建．仿真结果表明,所构建的环境模型可为精确空投系统任务规划提供准确的环境威胁数据,从而可提高投送的精度．     

精确空投系统分析

精确空投系统包括:基于预测的精确空投系统、圆伞精确空投系统、翼伞精确空投系统、半刚性可展开翼(SDW)精确空投系统、双伞精确空投系统.该系统可快速、精确、秘密、低成本及低损耗地将弹药装备物资和人员投放到指定的区域,在战略和战术层次上全面提高了军队的部署和保障能力.     

精确空投模式分析

精确空投模式包括:基于预测的精确空投(被动式);基于抗干扰、动力补充的精确空投(主动式);基于预测-抗干扰的精确空投(混合式).分析各精确空投系统所需的关键技术、系统的构成及实现程序,对我军精确空投的研究提供帮助.     

基于 CEP 的精确空投着陆精度评定方法初探

为科学、准确、客观地评定精确空投着陆精度,提出精确空投着陆精度的评定方法。借鉴圆概率误差(circular error probable,CEP)的评定方法,通过对空投试验的误差分析,获取着陆点的误差数据,剔除异常数据。对试验样本进行正态性检测以及相关性检测后,采用相应的数学统计方法计算 CEP。结果表明,该方法能为评定精确空投系统的性能提供数据支撑。     

重装空投中影响货物最大翻转角的因素分析

针对在重装空投过程中,由于货物最大翻转角超出合理范围后引起牵引连接绳单边受到动载冲击,容易使单边的牵引连接绳过载而出现断裂,造成空投失败的问题。分析得出:影响货物最大翻转角的主要因素有飞机速度、摆放位置、货物重心位置等,为了明确这些因素对货物最大翻转角的影响程度,构建了货物翻转运动轨迹模型,并通过实例在不同因素影响的条件下对货物最大翻转角进行计算分析,拟合出货物离机时姿态角和最大翻转角随其因素的变化曲线,实现了不同因素对货物最大翻转角影响程度的可视化。该计算模型为保证飞机空投安全提供了帮助。     

反坦克导弹气动布局研究

该文分析了反坦克导弹气动外形的设计准则,提出了反坦克导弹外形优化设计方法,建立了优化设计模型.     

高速弹丸曲线形头部波阻估算

本文分析了高速弹丸曲线形头部波阻系数C_xn与几何参数及来流马赫数M_∞的关系,通过理论分析计算,得到了诸几何数与M∞数下的波阻系数C_xn,并通过最小二乘法进行曲线拟合,得到了一个简单的波阻估算式.     

尾翼稳定火箭弹高空气动力与弹道特性研究

针对新型弹箭的射程增大和飞行空域的大幅度提高,文中研究了尾翼稳定弹箭的主要气动力特性随海拔高度增大的变化规律以及对飞行弹道特性的影响。结果表明,随海拔高度增大阻力系数增大及压心系数减小对弹道特性的影响应该引起重视,在飞行弹道高度大于30km的远程弹箭飞行动力设计和弹道仿真计算中应该考虑空气动力系数随高度的变化。     

重型装备空投视景仿真系统的设计与实现

针对军用运输机空投任务,基于重装空投过程的动力学分析,运用分离法将飞机与重装作为两个独立的实体、降落伞与重装视为一个整体,构建了在无控条件下机－物与伞－物两部分的动力学模型,结合视景仿真技术,使用 Unity 3D为开发引擎研制了一套包含飞机飞行动力学模型、重装出舱动力学模型、降落伞空投动力学模型及其关键数据实时显示、记录与打印的可视化虚拟环境,以计算数据驱动三维模型完成整个空投过程的关键动作,弥补了数值仿真系统不直观的缺点,增加了视景仿真系统的近真实性。结果表明：该视景仿真系统可以近似真实地还原空投过程、准确完成空投动作,为重型装备空投的分析与评估提供了参考。     

弹翼静气动弹性计算

采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.     

稀薄气体效应对常规布局导弹气动特性的影响

导弹气动特性是准确预测弹道的前提条件,也是衡量导弹射程的重要依据。在稀薄大气飞行环境下,连续介质假设的前提条件已不再成立,其对应的计算方法无法获得准确的气动参数。通过对常规布局导弹进行建模,利用基于介观的格子Boltzmann方法计算导弹在稀薄大气条件下的气动参数,并与连续介质假设条件下获得的气动参数进行对比。通过计算导弹的高空弹道,发现稀薄气体效应虽在一定程度上改变了导弹气动特性,但对准确预测高空弹道的影响很小。     

远程炸弹气动布局参数选择

该文就远程炸弹的气动布局设计了两种基本方案,并对主要参数进行了选择,同时阐述了参数选择中须注意的几个问題,对远程炸弹总体方案论证有一定参考价值.