多管火箭起始扰动控制研究

为解决火箭弹起始扰动对多管火箭射击精度具有重大影响的问题,该文采用通过控制定向管角运动来减小火箭弹起始扰动的方案提高多管火箭射击精度。应用受控多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,建立了受控多管火箭发射控制动力学模型,数值仿真获得多管火箭定向管角运动对起始扰动的影响规律及多管火箭定向管角运动的控制规律。该文控制火箭弹起始扰动的方法为提高射击精度提供了手段。     

火箭武器系统的起始扰动与合理刚度

火箭武器系统的起始扰动对其射击密集度有重要影响,是火箭炮设计的一个关键指标。该文通过分析火箭武器系统起始扰动的形成原因,研究了起始扰动与火箭炮发射系统刚度的关系。发现火箭炮起落架以上部分的刚度过大不仅造成发射系统的结构变形,还改变火箭炮的振动形态和规律。在此基础上,进行了起始扰动与火箭炮发射系统的刚度匹配分析。认为在进行火箭炮结构设计时,为了控制火箭武器系统的起始扰动,应考虑同时降低发射系统的变形量和火箭弹的起始摆动角速度,并以此为依据来选择发射系统的合理刚度。     

远程多管火箭起始扰动研究

为了通过减小起始扰动提高远程多管火箭射击密集度,对简易控制远程多管火箭起始扰动进行了理论与数值仿真研究.应用发射动力学理论,对传统的起始扰动概念进行了扩展,推导出了简易控制远程多管火箭弹起始扰动方程.对某简易控制远程多管火箭在有控和无控发射方式下的火箭弹起始扰动以及密集度进行了仿真,仿真结果得到了试验验证.仿真结果表明起始扰动仍是影响某简易控制远程多管火箭密集度的主要因素,可为优化简易控制方式以减小起始扰动和提高射击密集度提供一定依据.     

火箭发射系统的动力学控制

该文探讨了火箭发射系统的动力学控制问题。传统的动力学控制方法被引入文中，其控制思路得到详细叙述。运用此方法建立了火箭发射系统的动力学控制方程，并编制了相应的控制软件。文末给出了一个控制实例以演示整个控制过程和控制效果，结果表明，对火箭炮系统实施恰当的动力学控制，有助于抑制发射系统的振动和减小火箭弹的起始扰动。     

火箭弹在管内运动姿态的仿真

研究了火箭弹在管内的运动情形,给出一个通用的火箭发射系统的多刚体模型,用R-W法对这个多刚体模型进行了动力学建模,并编制了通用的火箭发射系统动力学仿真软件,最后对某火箭发射系统火箭弹在管内的运动姿态进行了模拟计算.     

多管火箭发射动力学普遍方程的研究

多管火箭武器系统的总体论证，总体设计，需要对系统进行发射动力学分析。该文用图论的观点分析多管火箭发射系统的结构，用多刚体动力学的分析方法，把多管火箭系统风化为火箭弹，俯仰部分，回转部分和载体部分４部分刚体，适当改进了多刚体动力学中动力学增广体的概念，使之更适合于多管火箭武器这一特殊系统的发射动力学分析。     

非满管射击密集度试验方法

研究了多管火箭非满管射击密集度试验方法及仿真技术,提供了一种新的减少多管火箭密集度用弹量的试验方法.应用发射动力学和多体系统传递矩阵法理论,建立了多管火箭发射动力学模型,推导出了多管火箭振动特性和动力响应方程,形成了基于等起始扰动思想的多管火箭非满管射击密集度试验方法.对某多管火箭的密集度和射击精度进行了仿真预测,仿真结果得到了试验验证.对满管齐射和非满管射击方案的起始扰动进行了仿真,仿真结果表明起始扰动相同是系统密集度相同的前提.形成的非满管试验方案可减小某多管火箭密集度试验用弹量75%.     

用定向管的振动估算火箭弹的初始扰动

以火箭弹/发射装置系统为研究对象,分析了火箭弹初始扰动的影响因素,采用Newton-E uler方法建立了半约束期火箭弹的运动微分方程.给出了用定向管的振动数据估算火箭弹初始扰动的方法,并与采用动力学仿真软件ADAMS的仿真结果进行了对比.结果表明: 在火箭弹与发射管间隙较小的情况下,本方法的计算结果与ADAMS的仿真结果相差很小 ;而在火箭弹与发射管间隙较大时,本方法的计算结果与ADAMS的仿真结果相差较大, 证明了该方法在弹管间隙较小的情况下计算结果具有一定的准确性.     

车载火箭发射系统柔性效应的仿真与分析

以车载，多管，大长径比火箭为研究对象，建立火箭－发射装置刚柔耦合系统的动力学模型，进行有效的数值仿真，分析和评价了结构柔性等因素对火箭发射姿态和系统动力学特性的影响，获是了一些重要的结构，为精确地计算起始扰动，设计和研制新型远程火箭武器系统提供了理论依据。     

火箭发射初始扰动研究

该文以某型气象探空火箭倾斜导轨式发射方式为例,建立了火箭在轨约束段运动方程式,对火箭离轨速度和扰动角速度等关键技术参数进行了动力学分析计算,分析了火箭发射初始闭锁力值变化对离轨扰动参数的影响。     

多体系统传递矩阵法在多管火箭动力学中的应用

多管火箭动力学分析是评估和提高多管火箭性能的前提和关键。应用多体系统传递矩阵法，建立某多管火箭刚柔耦合多体系统动力学模型，构造多管火箭增广特征矢量及其正交性条件，实现对多管火箭振动特性和动力响应的仿真，仿真结果得到了试验验证。对两种多管火箭的振动特性和动力响应的计算，为用非满管射击替代满管齐射客观评价多管火箭动态性能，为优化射序和射击时间间隔提高多管火箭射击密集度奠定基础，大幅度减少了某远程多管火箭密集度试验用弹量50％，提高某多管火箭射击密集度。     

多管火箭随机发射与飞行动力学仿真

该文从武器全系统弹、炮、药、环境一体化的角度，在多管火箭发射与飞行动力学的理论研究的基础上，形成了多管火箭随机发射与飞行动力学数值仿真系统。对某多管火箭振动特性、动力响应及射击密集度等进行了数值仿真，仿真结果得到了一系列试验验证。由仿真系统仿真得出的某多管火箭武器密集度试验方案减少了试验用弹量82．5％。     

射击间隔对多管火箭动态特性的影响

应用多体系统传递矩阵法和发射动力学理论，建立了多管火箭射击间隔与多管火箭系统性能之间的定量关系，对某多管火箭不同射击间隔下对应的密集度进行了数值仿真。仿真结果表明多管火箭不同射击间隔下的密集度不同。该文方法为优化射击时间间隔提高多管火箭射击密集度提供了直接的依据和方法。     

射序对多管火箭武器性能影响

研究多管火箭射击顺序对其振动特性和密集度等系统性能的影响，为优化射击顺序提高射击密集度提供直接的方法。应用多体系统传递矩阵法和发射动力学理论，建立了多管火箭武器射击顺序与多管火箭武器系统性能之间的定量关系。对某多管火箭武器不同射击顺序下对应的振动特性和密集度进行数值仿真。仿真结果表明多管火箭武器不同射击顺序下的振动特性和密集度不同。该文方法为优化射击顺序提高射击密集度提供了直接的方法。     

车辆主动悬架舒适性的自抗扰控制

针对现有车辆主动悬架控制方法受模型精度影响较大的不足,提出汽车半车模型主动悬架的自抗扰控制方法,设计了主动悬架的自抗扰控制器。为验证自抗扰控制器的有效性,进行了随机路面输入试验,对比分析了自抗扰控制主动悬架、被动悬架以及LQG控制主动悬架的性能。相对于主动悬架常用控制方法,自抗扰控制器设计不需精确数学模型,干扰的抑制也不需扰动模型,控制方法简单。仿真试验结果表明,在所设计的控制器作用下,质心垂向加速度和前、后悬架动挠度均方根值分别下降39.2%,12.7%和14.9%;自抗扰控制器实现对主动悬架的控制,改善了车辆乘坐舒适性,且性能优于LQG控制。     

简支梁式板的压电动力控制与数值仿真

采用Ｄａｕｂｅｃｈｉｅｓ小波理论的尺度函数变换，对两端简支的梁式板给出了由压电片感应器（ｓｅｎｓｏｒｓ）上的观测电量识别其结构变形的显式公式，在采用挠度和速度信号的负反馈控制律后，导出了控制电压的显式表达公式。这一压电动力控制模式的数值仿真结果表明：本文控制方法在抑制外界干扰方面具有良好的效果。     

精密气浮运动平台动态误差建模与分析

针对驱动合力偏离运动部件质心时,精密气浮运动平台运动部件会产生偏转振动,会带来运动和定位的动态误差,提出一种基于动力学分析的动态偏转误差评估方法.运用牛顿-欧拉法并引入欧拉四元数建立系统动力学方程,利用实验数据对静压气体轴承受力进行插值处理,有效解决了静压气体轴承受力非线性的问题,得到了更为精确的偏转误差曲线.以H形双边驱动XY运动平台为研究重点,分析其在不同受力情况下的偏转误差,结果表明：驱动不同步会引起运动平台较大幅度的偏转.该方法还可以推广到其他结构模型的运动平台.     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。