导弹气动力/侧向推力混合控制特性研究

建立了具有气动力和侧向推力混合控制的导弹动力学模型,提出了将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法,并分析了姿控发动机到导弹质心距离对控制效果的影响.     

防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术综述

介绍了防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术(以下简称复合控制技术)相关概念与特点,系统地分析了姿态控制方式和轨道控制方式,并对复合控制的关键技术进行了归纳总结.最后分析总结了复合控制技术研究中存在的问题及其未来可能的发展方向和趋势.     

非圆截面导弹的气动力研究

研究了非圆截面导弹前体的气动力，探讨了这种导弹因上洗引起的翼体干扰因子－ＫＷ（Ｂ）值。分析了相对于导弹弹体中心线的弹生趣和弹体横截面形地ＫＷ（Ｂ）值的影响。     

推力矢量控制导弹高原飞行特性分析与调整

高原飞行导弹因受其所处的大气环境影响,其飞行特性相对海平面变化很大,为解决高原飞行导弹存在的问题,通过对高原导弹飞行特性的分析研究,采用全程变系数方法更改原重补指令与调节规律等,构造适合导弹高原飞行的控制规律.仿真结果表明高原导弹飞行特性得到改善,推力矢量控制导弹高原飞行弹道存在的问题得以解决.     

超高速动能导弹脉冲推力矢量控制器点火控制自救研究

简要介绍了用脉冲推力矢量控制器控制超高速动能导弹姿态的原理，同脉冲推力矢量控制器点火控制算法和控制算法的单片机实现试验结果。     

导弹侧向机动控制的优化设计

随着防御系统的不断完善，导弹的突防能力目前大打折扣。为了提高导弹主动规避技术的突防效果，本文在坐标转换、可控机动信号生成和控制机动一体化三方面进行了优化设计，提高了大侧偏情况下导弹的机动效果，同时导弹的过载能力得到充分发挥。数学仿真验证了算法的有效性。     

导弹侧向机动控制的优化设计

随着防御系统的不断完善,导弹的突防能力目前大打折扣.为了提高导弹主动规避技术的突防效果,本文在坐标转换、可控机动信号生成和控制机动一体化三方面进行了优化设计,提高了大侧偏情况下导弹的机动效果,同时导弹的过载能力得到充分发挥.数学仿真验证了算法的有效性.     

导弹DATCOM:用部件组合法预计常规导弹的气动力

本文综述了导弹DATCOM计算机程序用于常规导弹的预计准确度和能力。本文综述的部件组合法是一种理论、半经验和经验方法的混合,是从一千多次计算与实验数据的比较后精选出来的,是一种在外形适用范围、准确度和使用成本之间的平衡产物。已经证明,这些方法对所考察的86％的外形及飞行条件来说,能提供初步(方案)设计可接受的准确度。明确了预计/试验不一致的范围。     

直接力／气动力复合控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对两类不同的直接力／气动力复合控制导弹自动驾驶仪结构。进行了鲁棒稳定性分析，分别给出不同结构复合控制系统的鲁棒稳定区间，即确保系统稳定前提下，直接力喷流机构应满足的约束条件；最后，对不同驾驶仪结构的鲁棒稳定性进行了对比分析。为直接力复合控制系统的设计提供了依据，具有较好的工程参考价值。     

防空导弹控制方法的研究现状及展望

系统地论述了用于防空导弹控制的常规和非常规方法的研究现状,分析了它们的特点、适应范围和局限性,并讨论了它们的发展前景.着重论述了直接侧向力控制技术,并指出了实施直接侧向力控制是防空导弹实现精确制导控制的关键,这一技术也必将广泛应用于其它类型的导弹中,成为未来实现高精度制导控制的标志性技术.     

防空导弹侧向过载积分变结构控制研究

防空导弹在作大机动飞行时,弹体气动参数剧烈非线性变化.在分析弹体特性的基础上,采用积分变结构控制(IVSC)方法设计了侧向过载控制器,通过积分稳定控制回路,保证了高精度稳态传输比,利用变结构控制回路增强控制系统对弹体参数摄动的鲁棒性.仿真结果表明:设计的控制器稳态精度和鲁棒性能指标优良.     

防空导弹侧向过载积分变结构控制研究

防空导弹在作大机动飞行时，弹体气动参数剧烈非线性变化。在分析弹体特性的基础上，采用积分变结构控制（IVSC）方法设计了侧向过载控制器，通过积分稳定控制回路，保证了高精度稳态传输比，利用变结构控制回路增强控制系统对弹体参数摄动的鲁棒性。仿真结果表明：设计的控制器稳态精度和鲁棒性能指标优良。     

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。     

双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究

推力矢量控制是利用改变火箭或导弹的火箭发动机的推力文献来大幅度提高其机动性的技术，已经用于大型固体火箭发动机和部分小型战术导弹，随着对导弹机动性要求的提高，其应用范围不断扩大，为满足这种需要，研究了未来高机性导弹用推力矢量控制技术，结果证明，双回转喷管式推力矢量控制技术有如下优点：１）喷管偏转角与推力偏转角相等；２）偏转角在１０°以上仍可保持如上特征；３）推力转向时几乎没有推力损失。     

超高速动能导弹推力速度方案研究

根据超高速动能导弹的系统概念和系统方案,在满足一定战术技术指标要求的条件下,针对超高速导弹不同的推力速度方案,建立了总体参数(起飞质量)的精确计算模型．采取数值积分和二分法,完成了程序编写与计算,并对算法的有效性做了检验．     

格斗导弹推力矢量和气动力复合控制研究

近距格斗空空导弹在发动机工作的主动段采用推力矢量和空气动力复合控制方式,能够增加导弹的机动能力,文中推导了复合控制格斗导弹攻击模型,在此基础上进行了仿真计算。     

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。     

非圆截面导弹气动力估算方法研究

从位势理论出发 ,引用小扰动细长体理论中的部分思想 ,建立了任意截面弹体法向气动力的工程估算方法 .通过对已有的圆截面弹体气动力进行与截面形状相关系数修正 ,很方便地得到任意非圆截面弹体气动力特性 .该方法与部件空气动力学求解机翼气动力方法结合 ,可以预测任意截面导弹的气动力特性 .     

飞航导弹侧向导引方法研究

分析了相干雷达制导的基本原理，给出了基于合成孔径雷达（ＳＡＲ）的导引弹道设计，讨论了应用ＳＡＲ导引头的末制导规律。仿真结果表明，该方法具有较好的制导精度。     

推力矢量控制技术在导弹上的应用及发展

简要介绍了推力矢量控制技术的概念，分析了推力矢量控制的基本原理及特点。在简要分析其技术发展历程的基础上，给出了导弹推力矢量技术的现状和发展趋势。