带鸭舵滑翔增程炮弹方案弹道研究

为了获得鸭式气动布局滑翔增程炮弹的最佳滑翔效果,研究了相应的滑翔策略及其方案弹道特性问题.通过动力学分析建立了滑翔增程炮弹的各飞行段的弹道模型.由数值分析得到采用最大升阻比的滑翔策略可获得最佳滑翔增程效果.采用该弹道模型和最大升阻比滑翔方案,分析了滑翔起控点、火炮射角参数等对滑翔方案弹道特性的影响,通过计算给出了滑翔增程弹方案弹道的轨迹曲线、飞行速度变化规律曲线、方案攻角曲线和方案舵偏角输出曲线.研究结果可为滑翔增程炮弹的弹道设计提供理论依据.     

滑翔增程弹制导与控制系统设计

为控制滑翔增程弹精确跟踪方案弹道及提高落点精度,设计了制导控制系统。基于高度控制原理,设计了鲁棒变结构控制器,实现弹体对方案弹道的精确跟踪;为提高落点精度,在炮弹跟踪方案弹道靠近目标点的时候,采用比例寻的导引律来引导炮弹向落点逼近。根据力矩平衡假设和重力作用,将过载指令转换为舵面偏角指令,设计了开环自动驾驶仪,并采用相位超前角来降低舵系统跟踪误差。六自由度仿真表明,所设计的制导控制方案能够引导制导炮弹跟踪方案弹道,且终端落点误差小于1 m,满足制导控制系统要求。     

滑翔增程火箭弹弹道优化算法研究

在分析影响滑翔增程火箭弹射程的主要弹道因素的基础上，提出了一种滑翔增程火箭弹最优化弹道的求解算法，并给出滑翔增程火箭弹的弹道优化计算模型．针对计算模型求解规模较大的问题，给出了用分布式并行集群计算服务器求解的进程调度方法，弹道优化算法的仿真计算结果表明：滑翔增程弹的增程率高于100％，滑翔增程火箭弹的弹道优化算法有较好的收敛性质，并行求解方法效率较高．     

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。     

制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究

为了获得滑翔增程制导炮弹的最优滑翔方案弹道,利用庞特里亚金极小值原理建立了制导炮弹在纵向平面内的最优滑翔飞行运动方程。研究了最优滑翔弹道的解法,并对制导炮弹滑翔飞行的最优控制参数进行了设计。结果表明,优化得到的升力控制系数能够保证该弹的飞行水平距离最远,且最优升力控制系数在1附近变化,并最终趋近1。     

一种滑翔增程火箭弹姿态控制器设计

为了克服火箭弹滑翔飞行过程中各种扰动因素的影响,提高弹道控制效果,研究了一种非线性随机系统最优控制方法。基于火箭弹飞行过程的一般控制原理,建立了微分方程形式的姿态动力学模型;以攻角和侧滑角作为观测量,以舵偏角作为控制量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律;给出了伴随函数的详细表达式,并基于里卡蒂方程设计了最优滤波器。以滑翔段启控点散布作为特征点进行姿态控制器控制参数设计与仿真分析。仿真结果表明,该控制器系统响应快,具有良好的控制品质。     

混合驱动水下滑翔器滑翔状态机翼水动力特性

将水下滑翔器和水下自航行器两者功能集合于一身,提出了一种新概念混合驱动水下滑翔器.采用计算流体力学方法对混合驱动水下滑翔器滑翔状态下机翼对滑翔经济性和稳定性的影响进行了数值模拟研究.正交试验表明,其滑翔经济性受机翼弦长影响最为显著;滑翔器的稳定性受机翼的后掠角影响最为显著;对4个具体模型在0°~20°攻角的进一步的数值模拟表明,机翼的位置主要影响滑翔稳定性,对滑翔经济性影响较小.滑翔器在6°左右攻角航行时,具有最大的升阻比.研究为混合驱动水下滑翔器的设计提供了理论指导和参考.     

滑翔增程制导航弹气动外形设计

为了提高制导航弹的射程,在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案,即采取大展弦比上弹翼、“×”形全动尾舵的正常式气动布局,通过计算选择了外形参数.对所提出的外形方案进行了风洞测力实验.实验条件为:滚转角(φ)=0(弹翼水平,尾翼呈“×”形),22.5°,45.0°;马赫数Ma=0.6,0.8,1.0;攻角α=0～12°;舵偏角δ=0,δz=-5°,-10°(俯仰控制),δy=-5°,-10°(偏航控制),δr=-5°,-10°(滚转控制).模型有弹翼张开与折叠两种状态.实验结果表明,所设计的卫星制导炸弹的纵向稳定性与操纵性协调匹配,全动尾舵的控制效率很高,最有利于滑翔飞行的攻角为αopt=4°～6°,最大升阻比Kmax＞10,在12 km高度投弹,射程可达到120 km以上.     

基于最优解析解的机载布撒武器弹道优化

为解决机载布撒武器射程有限,而防空体系的拦截距离则不断增大,投弹载机被击落的风险越来越大的问题,本文建立了机载布撒武器纵向平面内滑翔飞行运动方程,并基于最优控制理论构造了约束布撒武器末端速度和飞行距离的性能指标泛函,然后根据哈密尔顿原理推导了最优滑翔弹道参数的解析形式.通过与直接打靶+SQP算法的数值直接优化方法进行对比分析,验证了本文所研究的解析形式最优弹道参数求解方法具有更高的计算效率和精度.      

高空远程滑翔无人水下航行器气动参数估算

为了研究高空远程滑翔无人水下航行器（UUV）气动参数特性,根据飞机气动参数估算的方法,通过类比方式在小迎角、小侧滑角和尾翼偏转不大的情况下对高空远程滑翔UUV的纵向、横向气动参数和操纵导数进行计算.结合风洞试验结果进行对比分析,结果证明：计算和试验结果显示了良好的一致性,通过2种方式获得的气动特性均满足航行器的低阻特性和静稳定性要求,说明借鉴飞机参数的估算方法是可行的,为进一步对航行器的弹道设计、载荷计算、控制参数的选择和完善设计提供有力依据.
     

高超声速无动力滑翔三维轨迹规划方法

轨迹规划是进行高超声速滑翔飞行器任务设计以及提高制导方法适应性的有效途径. 定义了目标平面坐标系,并将该坐标系作为参考坐标系推导了归一化能态方程. 该方程具有定积分区间的优点,并可用状态直接表征横程和纵程. 基于该方程提出了纵向轨迹规划方法和侧向轨迹规划方法,并考虑轨迹横向曲率,提出了结合纵向轨迹规划方法和侧向轨迹规划方法的三维轨迹规划方法. 仿真计算结果表明该方法可快速、精确地完成高超声速滑翔飞行器的滑翔轨迹规划.      

基于表格形气动数据的滑翔飞行器轨迹优化

高精度的气动测力数据通常以表格形式给出.针对滑翔飞行器轨迹优化中表格形式气动数据的拟合问题,提出一种二维平滑保形拟合方法.首先对气动数据进行一维平滑保形拟合,接着采用张量积方法进行拟合维度的扩展.典型表格形式气动数据的拟合效果表明,在给定的拟合精度约束下,方法拟合的曲面二阶连续可导,并保持表格数据呈现出的单调性.采用该方法拟合的气动数据建立轨迹优化模型,采用自适应Legendre-Gauss-Radau配点法进行轨迹优化,以优化得到的最优弹道俯仰角作为开环控制指令进行弹道仿真,仿真结果与最优弹道的整体吻合度很高.      

滑波航行器的水动力试验

摘要： 设计建造了滑波航行器的原理样机--漫步者I,并在水池中进行了静水环境下阻力试验、规则波中自航试验及无约束迎浪航行试验.研究了滑波航行器静水阻力成分以及规则波波长与波幅对滑波航行器浮体升沉幅度、纵摇角度、滑波推进器推力值及无约束航行航速的影响,得到了一系列波长、波幅下各参数变化的趋势.试验结果为数值计算提供了新的研究方向,为研发大航程低碳型无人水面艇奠定了技术基础.     

基于SystemView的混沌扩频测距系统滑动相关同步捕获仿真

混沌序列以其相关性好、对初值敏感、保密性强等特性成为直接扩频通信系统中理想的扩频码。介绍了伪码测距的基本原理和滑动相关伪码捕获原理,并构建了滑动相关同步捕获仿真模型。借助SystemView仿真软件,对其进行了模型搭建和仿真。通过理论与仿真分析结果表明,利用混沌码作为扩频码实现测距是可行的,且具有高保密性、低截获和适合多目标测距等优点。     

面心和体心立方晶体中映像规则判断始滑移系的原理

提出一种易于理解且严谨的论述,从原理上解释面心和体心立方晶体中快速判断始滑移系的映像规则.首先,将Schmid因子转化成关于夹角φ+λ和φ-λ的余弦函数.该余弦函数在标准投影图上可描述为“力轴靠近滑移系平面”的程度和“夹角φ和λ接近”的程度,以此为判据可快速地比较Schmid因子的相对大小.然后,以数学运算证明映像规则的科学性.     

制导滑翔炸弹上仰投放射程影响分析

从经典斜抛运动入手,加入并考虑气动阻力影响,从能量学的角度分析上仰投放对制导滑翔炸弹射程的影响,并通过基于制导滑翔炸弹的气动特性和运动数学模型进行验证。