固体导弹耗尽关机与控制研究

文中对固体导弹耗尽关机与控制进行了研究。提出了一种控制实际推力方向到需要推力方向的闭路制导耗能导引方法．简化了耗能过程。同时给出了利用加速度表测量计算对耗尽关机时间进行预估的一种方法．实现了常姿态段导引修正耗尽关机时间偏差的影响。通过仿真计算．验证了闭路制导耗能导引的可行性。     

耗尽关机闭路制导导引方法研究

文中研究了固体弹道导弹耗尽关机闭路制导导引方法．推导建立了一种适用于无推力终止系统工作的固体弹道导弹在要求能量随机耗尽条件下的闭路制导导引模型．并进行仿真计算分析．论证了方案的正确性和可行性。     

导弹套接分离方案级间分离过程仿真分析

针对采用套接式分离方案的固体导弹,在套接式分离方案特点分析基础上,建立了导弹分离动力学模型.就不同发射条件和设计参数进行了级间分离过程仿真分析,获得发射角、发射点海拔高度、发动机后效推力、套筒长度、防转螺钉距套筒出口长度对分离时间和主级导弹制导信号被遮挡时间的影响规律.文中对导弹套接式分离方案发射条件选择和级间分离装置设计具有一定参考价值.     

激光制导炸弹的姿态控制引入时机研究

文中以激光制导炸弹为研究背景,结合导弹稳定控制方法,利用机载武器分离安全理论,提出了一种导弹姿态控制引入时机分析方法。该方法在机弹分离的适当时机引入对导弹姿态的控制,可使导弹舵面转动实现对弹体姿态变化的抑制,保证了导弹离开载机过程中的姿态稳定。通过和无控条件下机弹分离后弹体姿态变化的对比,验证了适当时机引入姿态控制可提高导弹投放时的安全性。     

车载捷联惯导系统动基座粗对准方法的研究

以某型号车载地空导弹垂直发射的实际应用为背景,对两种捷联惯导在动基座条件下解析粗对准方法进行了理论分析与实验仿真,指出直接计算法更适合导弹在垂直发射状态下姿态角的正确计算,并提供了采样数据的处理方法和姿态矩阵的正交化方法,形成了一整套车载捷联惯导系统初始对准的方案.     

导弹弹射发射分离轨迹的数值研究

采用弹射方式发射空空导弹会提高对导弹姿态控制的要求。将基于N-S方程求解的流动数值模拟与控制律和求解导弹运动方程相结合,进行机载导弹弹射发射分离轨迹的计算研究。结果表明无控条件下静不稳定导弹在载机干扰流场中姿态发散较快,不利于导弹与载机的安全分离,引入姿态控制后导弹离开载机过程中的姿态变化得到有效控制,提高了导弹弹射发射安全性。     

潜射导弹水下运动过程仿真分析

为保证潜射导弹在不确定的海洋环境中能顺利出水,建立了潜射导弹水下及出水运动数学模型,对冷、热2种发射形式的导弹在无控、PID全程控制、模糊PID分段控制3种状态下的水下运动情况进行了仿真分析.结果表明,低海况下的海浪对导弹的出水姿态影响较小,高海况则不适宜进行导弹发射任务;在不确定的海况影响下,模糊PlD分段控制较PID全程控制更适合对导弹的出水姿态进行控制.     

车载捷联惯导系统动基座粗对准方法的研究

以某型号车载地空导弹垂直发射的实际应用为背景，对两种捷联惯导在动基座条件下解析粗对准方法进行了理论分析与实验仿真，指出直接计算法更适合导弹在垂直发射状态下姿态角的正确计算，并提供了采样数据的处理方法和姿态矩阵的正交化方法，形成了一整套车载捷联惯导系统初始对准的方案。     

基于ANSYS/LS-DYNA 的波浪对潜射导弹出水姿态影响分析

波浪是影响潜射导弹出水姿态的重要因素,直接关系到导弹出水后空中飞行的成败。利用ANSYS／LS—DYNA有限元动力分析软件,建立了潜射导弹出水过程三维模型,分析了潜射导弹在纵浪影响下出水姿态变化过程。结果表明,潜射导弹出水俯仰角、俯仰角速度随浪级和出水相位的变化而变化,浪级越大,变化越显著。     

基于旋转式惯性/天文组合导航系统信息融合算法研究

针对惯导系统姿态长时间发散问题,提出了基于单星辅助的旋转式激光陀螺惯导系统方案设计,采用绕航向轴旋转的方式调制水平方向陀螺和加速度计零偏导致的导航误差,同时运用单星测量的姿态信息辅助惯导系统抑制姿态发散。在此方案基础上,以Kalman滤波理论为基础,以惯导系统和星敏感器输出姿态角差值作为观测量进行信息融合,基于导航坐标系推导了姿态误差角和数学平台失准角之间的转换关系,建立了相应的滤波模型,并进行试验。试验结果显示导航误差由1241m降为833 m,表明基于该组合方案下建立的模型能有效提高导航精度,证实了该方案具有实际工程应用价值。     

某柴油机高原使用供油系统调整研究

针对高原条件下柴油机使用暴露出的气缸盖燃烧室烧蚀等可靠性问题,分别进行了不同喷油泵最大供油量和不同喷油器喷嘴结构参数下,柴油机整机性能高原模拟计算与试验研究,得出了高原环境下通过调节供油系统控制柴油机热负荷的方法。通过性能优化模拟计算与试验研究,提出了适当减小喷油泵最大供油量及采用增大喷孔数、减小孔径和减小喷雾锥角的喷油器的供油系统技术状态高原调整方案,降低了柴油机热负荷,提高了柴油机高原条件下的可靠性。采取所确定的供油系统调整方案后,海拔高度4 500 m时,柴油机功率降低27％,其他控制参数均在限制范围内,可满足车辆在高原地区的使用要求。     

一种六自由度仿生机器海豚

为提升机动性与灵活度,设计一种具有图像传输功能的六自由度仿生机器海豚。对机器海豚的刚性头部、 偏航腰部和两关节俯仰尾部的四关节系统进行设计;采用Arduino Uno3 单片机输出PWM 信号控制7 路舵机,制定 电气系统控制方案和防水密封方案,利用PS2 手柄遥控机器海豚,通过尾部两关节上下摆动实现推进,腰部偏航关 节实现转弯,舵机驱动配重块和一对单自由度的胸鳍实现俯仰姿态调节,通过实验验证方案的可行性。结果表明, 该设计能实现机器海豚加减速前进、偏航、俯仰、原地转弯和双胸鳍拍水的运动姿态。     

近程导弹初始姿态调整回路设计

根据捷联惯导系统坐标变换原理,建立了近程导弹初始段姿态调整回路数学模型,并运用六自由度刚体弹道进行了弹道仿真.结果表明,初始段姿态调整回路能够保证导弹在较大的初始姿态散布和初始段弹道倾角迅速下降的条件下,以较高的精度在短时间内完成三个通道的姿态调整.     

柴油机电动可变气门正时机构特性

高强化柴油机通过实现米勒循环可有效控制爆发压力,进气门晚关角的加大导致有效压缩比的进一步降低,带来启动困难的技术问题,采用可变气门相位技术可有效兼顾爆发压力与柴油机启动的关系。研究设计一种全新的电动可变气门相位控制机构模拟试验装置,该装置由无刷直流电机、少齿差型减速机构及相关的测控系统组成,可实现高响应的相位调节,调节精度为±0.116°. 依 据机构的特征建立系统的数学模型,对电机特性进行试验校核,分析基本调节特性,优选控制初始PID参数。开展模拟台架试验研究,验证正时基本调节特性、启动调节特性及电压影响特性。结果表明：所设计的电动可变气门正时机构可实现基本的正时角度调节,兼顾米勒循环配气相位与启动工况配气相位;启动工况下5 s即可到达最大晚关角;模拟试验条件下,蓄电池电压降低对相位角提前有较大影响,但并不影响相位角延后。     

超声速流场中子母弹分离与子弹姿态变化规律的数值模拟

为研究超声速流场中子母弹在抛撒子弹的过程中子弹的姿态运动,在用动网格技术模拟子弹的运动过程中,利用嵌套网格连接背景网格和运动的部件网格,求解k-ω湍流输运方程,同时耦合了6DOF运动方程。对弹舱靠前和弹舱靠后2种子母弹结构进行了数值模拟,结果表明:弹舱位于前部,子弹在弹射过程中受到母弹激波的影响,姿态变化较大; 弹舱位于后部,中间位置对称分布的子弹在抛撒过程中由于受到子弹激波和不对称压力场的作用,姿态会发生不对称的变化。     

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。     

载人火箭推力矢量调整偏差对有塔逃逸安全性影响分析

载人运载火箭推力矢量调整的目标是调整逃逸主发动机的推力线,使其通过有塔逃逸飞行器的质心。但在工程实际操作过程中,有塔逃逸飞行器的质心不能通过实际称重的方式得到,只能基于各部分结构产品质量实测值和质心的传统经验值通过理论计算获得,这样即使开展了推力矢量调整工作,只能将逃逸主发动机的推力线与有塔逃逸飞行器质心的不重合度控制在一定的范围内,并不能实现推力线完全通过质心的目标。对推力矢量调整偏差对有塔逃逸飞行器逃逸高度和逃逸飞行姿态的影响进行研究,通过设定逃逸主发动机推力线与有塔逃逸飞行器质心的偏差条件,并对该偏差工况下的逃逸过程通过ADAMS软件进行仿真分析,获得有塔逃逸飞行器质量质心偏差对逃逸安全性的影响。     

一种新的捷联惯导系统对准方法

针对舰载鱼雷捷联惯导系统的初始对准问题,提出了一种新的动基座快速传递对准方案——贯序传递对准方案。该方案采用＂先角速度匹配,后速度＋姿态匹配＂的方法,在基座角运动不明显时,使失准角快速收敛。运用卡尔曼滤波算法,对这一传递对准方法与速度＋姿态传递对准方案进行了仿真比较,研究结果表明,贯序传递对准方案具有更快的估计收敛速度,适用性更强。     

基于有限体积法的液体火箭发动机燃气红外特性仿真

运用有限体积法对某轨姿控发动机典型工况燃气流场红外辐射特性进行仿真计算。首先通过Fluent软件对发动机典型工况燃气流场进行计算,再利用最新的光谱数据库对主要辐射组分吸收系数进行计算,最后对燃气红外辐射特性进行计算;重点分析不同波长、不同天顶角、不同波段下燃气红外辐射强度分布规律。研究结果表明:所提计算方法可靠,红外特性计算结果准确,有利于掌握液体火箭发动机红外辐射特性计算和分析方法。     

大气层内无动力滑翔炸弹倾斜转弯控制设计

倾斜转弯(BTT)控制在机动性、稳定性、升阻比以及与吸气式发动机兼容性等方面与侧滑转弯(STT)控制相比具有一定的优势.以大气层内无动力滑翔弹为背景,研究BTT-180制导逻辑,采用两环控制模式设计姿控系统,并通过协调支路抑制侧滑角.六自由度仿真结果表明,滑翔弹采用BTT-180方案是可行的,并且具有较好的弹道机动性能.