具有非线性扰动运动特性的高超声速飞行器动态特性分析方法

常规基于小扰动线性化处理的建模方法,忽略了参数偏差的高阶项,很可能造成高超声速飞行器高动态环境下扰动运动模型的不准确.针对此问题,提出了保留运动参数偏差二阶高次项的非线性扰动运动模型的建立方法;应用常微分方程理论,给出了具有非线性扰动运动模型的飞行器动态特性分析方法;针对参数变化不大和有较大变化参数的典型特性点进行了验证分析.结果表明,对于扰动量不大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果一致;对于扰动量较大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果存在差异.在对具有大动态环境的飞行器特性点进行动态分析时,必须要考虑模型的非线性影响.     

导弹尾翼/舵机的非线性颤振分析

本文介绍一种导弹尾翼/舵机非线性颤振分析方法,这种方法是以时域和频域模拟为基础的.文中列举了这种方法的两个应用实例,一是用于有间隙的液压舵机,二是用于有非线性气体动力学的气压舵机.全部研究是使用高级语言ACSL通过计算机仿真作出的.     

基于动态逆的飞行器非线性鲁棒控制系统设计

将动态逆理论应用于飞行器控制系统设计中,设计非线性鲁棒控制器。首先进行动力学建模,然后基于动态逆理论设计非线性鲁棒控制器并给出仿真结果。仿真结果表明,与传统设计方法比较,该控制器具有较好的动态品质和较强的鲁棒性。     

针对高超声速飞行器的非线性动态逆最优控制

高超声速飞行器具有高度非线性,并且输入输出之间存有耦合.传统控制方案中的线性化处理方法有严重的局限性.采用状态反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化,并结合最优控制理论设计控制系统,以求提供满意的非线性解耦控制能力,维持良好的纵向稳定性能.基于某常用的高超声速飞行器模型的仿真研究表明该方案能够使飞行器有效...     

一种改进的微型飞行器非线性动态逆解耦控制研究

针对微型飞行器在低雷诺数条件下具有明显的非线性、非定常及强耦合的特性,研究了一种改进的非线性动态逆与比例积分相结合的MAV非线性解耦控制方法。首先,应用奇异摄动理论对MAV进行时标分离,研究快、慢状态子系统的控制器设计;其次,将比例积分环节引入控制器中,以消除非线性对消误差带来的影响;最后,对系统进行了仿真验证,仿真结果表明非线性动态逆与比例积分结合的方法能够有效实现MAV的解耦控制,具有实用价值。     

大型旋转飞行器在非线性不对称支承条件的发射特性分析

以大型,远程旋转火箭为例,将飞行器仿真为具有多个非线性,不对称支承的Euler-Bernoulli旋转梁,根据有限元方法和Hamilton原理建立飞行器的运行控制方程,利用分段线性化方法近似弹性支承的非线性刚度,数值仿真并分析了推力偏心,质量偏心,结构柔性和支承非线性等因素对飞行器动力响应的影响,可望为新一代,高精度旋转飞行器的设计提计提供理论参考。     

国外复合材料非线性分析和动态特性研究的进展

本文根据有关资料,介绍了国外复合材料研究在两方面的近年进展。一是层状复合材料板和壳非线性分析的进展,重点介绍纤维加强复合材料分析模型的发展情况,以及处理几何非线性和材料非线性两种效应的发展情况;二是复合材料和结构动态特性研究的进展,主要介绍用于动态特性研究的分析方法和试验技术的发展情况。     

基于动态逆和神经网络的飞行器控制系统研究现状

综述了非线性动态逆和神经网络方法及其在飞行器控制系统设计中的应用,并给出对非最小相位控制对象应用动态逆时,系统预先处理的两种方法.阐述了神经网络在飞行器控制系统中的应用方案及应解决的问题.     

旋转弹体尾翼片非线性动载荷响应特性分析

旋转弹体在非稳态带攻角飞行时,可晃动尾翼片可能在较低转速下因低频动载荷响应过大造成结构提前断裂。针对旋转弹体尾翼片的动载荷响应破坏问题,建立了一种存在间隙的尾翼片在离心力以及非定常气动力作用下的非线性动载荷响应分析模型。对该系统的动力学方程进行数值求解,并使用Matlab/Simulink软件平台进一步开发尾翼动响应分析工具。通过调整尾翼片可晃动量e和载荷振荡因子k,研究了旋转弹体尾翼片的非线性动载荷响应特性,并指出旋转弹体在非稳态带攻角飞行时,可晃动尾翼片因倍周期低转速振动放大而可能提前发生破坏。     

微小型制导弹药的尾翼气动特性研究

针对相同空间约束条件下鸭式布局微小型制导弹药尾翼气动设计问题,提出了弹出式尾翼与折叠式尾翼两种解决方案,完成了两种方案气动外形的三维建模,利用计算流体力学方法计算得出0.4～0.8Ma之间的气动特性,分析比较两者的阻力特性和升力特性,得到了折叠式尾翼对微小型制导弹药的增升效果优于弹出式尾翼的结论.在微小型制导弹药的设计过程中,可利用折叠式尾翼设计方法有效的提高微小型制导弹药的可用过载.     

尾翼展开的同步性对飞行姿态影响分析

针对某型导弹尾翼展开过程对飞行姿态的影响进行了细致地分析,并通过飞行试验数据对分析方法加以验证;最后论证了尾翼展开的不同步性会影响导弹的飞行姿态。     

尾翼式旋转火箭的弹道散布仿真分析

为了优化火箭弹设计,提高火箭射击精度,对多种因素下尾翼式旋转火箭的弹道散布进行了仿真分析。分析尾翼式旋转火箭散布的影响因素,建立模拟仿真数学模型,以刚体弹道模型为例对多种因素引起的弹道散布进行仿真分析。仿真结果表明:起始扰动、推力偏心、随机风、气动偏心、质量偏心、动不平衡等因素对火箭散布影响较大;对于大长径比远程火箭,还要考虑非线性运动造成的散布影响。     

飞行器目标低频电磁散射特性分析

从具有典型隐身布局的平板模型和整机模型出发,采用多层快速多极子算法(MLFMA)详细研究了飞行器目标在瑞利区、谐振区的散射特性.研究表明,对于瑞利区,不同布局的飞行器散射曲线相似且呈圆形分布,整机与其对应平板模型的散射曲线相似;随飞行器典型尺寸与入射波长之比的增加,两种极化下的曲线和全向RCS几何均值均增大,且相应的水平极化RCS值强于垂直极化;验证了在瑞利区下整机飞行器具有隐身能力的极限,相应的平板模型RCS曲线小于其整机模型散射.对于谐振区,各散射曲线均呈振荡分布,无明显高频散射特性,RCS曲线分布仍与飞行器外形关系不大,垂直极化时曲线较为复杂;提出对于类似于飞行器的复杂散射体,进入谐振区的分界线应该适当提高.     

一种新型涵道飞行器的设计与气动特性研究

涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明：该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明：该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞并在整个飞行包线中具有良好的气动特性。     

歼击机拦截巡航导弹效能的初步研究

讨论了用歼击机拦截巡航导弹的时间、空间的约束条件 ,研究了巡航导弹对单架歼击机和一个歼击机作战单元的突防能力 ,同时分析了航路捷径对巡航导弹突防的影响情况     

基于闭排队网络的舰载机出动架次率分析

为提升舰载机出动能力,科学计算舰载机出动架次率,提出一种基于闭排队网络理论的舰载机出动架次率计算方法。将舰载机出动回收过程相关的处理阶段抽化成闭排队网络中的节点,构建了基于闭排队网络的舰载机出动架次模型,研究了具有Fork-Joint节点的闭排队网络的改进启发式平均值分析方法,并采用改进的均值分析方法对模型进行求解,应用典型案例对舰载机数量、故障检测时间、同时起降数量等因素对舰载机触动架次率的影响进行分析,给出了舰载机出动架次率与各变量之间的关系曲线。该研究结果可为提升舰载机出动能力,以及优化舰载机作战训练操作运转流程提供量化依据和决策方法。     

子母弹对航空母舰的毁伤效果分析(Ⅰ)——航空母舰对舰载机的作战保障效能模型

在评估弹道导弹打击航空母舰的毁伤效果时，如何构造一个准确反映航空母舰对舰载机保障效能的模型是问题的关键．从航空母舰对舰载机作战保障的角度出发，分析了舰载机在航空母舰作业周期内的各个保障环节的内容及相应的保障设施．通过对各类子目标易损性及各自保障功能逻辑关系的分析，引入了保障度概念，构建了航空母舰对舰载机的作战保障效能模型，可为正确评估航空母舰保障系统中各要害部件受损后对整体保障功能的下降程度提供理论依据．     

子母弹对航空母舰的毁伤效果分析(Ⅱ)——子母弹攻击下航空母舰舰载机作战保障系统毁伤效果分析

这是子母弹对航空母舰毁伤效果分析的第二部分，在第一部分给出的航空母舰对舰载机作战保障效能模型的基础上，针对子母弹战斗部攻击航空母舰毁伤效果的定量分析问题，提出了M-C模拟方法，实现了多弹攻击下的航空母舰舰载机作战保障系统毁伤效果的计算机模拟计算，对航空母舰毁伤效率的评估和作战方案的制定具有重要的指导意义．     

一类无尾式飞行器线性变参数建模

基于线性变参数系统的变增益控制克服了传统变增益的缺点,其关键所在就是系统非线性模型向线性变参数模型的转化;讨论了目前广泛应用的三种线性变参数建模方法,并分析了它们各自的缺点,同时,在此基础上对其中的一种方法进行改进,最后利用该方法对一类无尾式飞行器进行了线性变参数建模;仿真结果及其性能评估结论表明,改进方法较之原方法在性能评测上效果提高了十倍,同时仿真结果也显示误差在允许范围之内,得到了满意的结果.     

全地形车车架动态特性分析与减振研究

通过建立全地形车的有限元模型,进行计算模态和实验模态研究,对二者结果进行对比分析,验证有限元模型的正确性,同时得到车架振动的固有频率和振型;结合发动机的振动特性,分析其振动对车架动态性能的影响,由谐响应分析得到车架各部位的振动情况,提出了避免发动机与车架共振的方案,对比改进前后车架位移的响应幅值,验证该减振方案的正确性。