推力矢量技术在空空导弹上的应用分析

研究了两种应用于空空导弹的推力矢量技术对导弹总体性能的影响问题.首先建立导弹推力矢量、运动学、动力学以及弹目相对运动数学模型,其次通过导弹性能数字仿真对比分析了两种推力矢量技术的优缺点,最后得到相关研究结论,可为导弹总体设计提供参考依据.     

高超声速战术导弹的变质心矢量控制

结合当前国际研究热点及我国高超声速导弹控制的研究现状, 提出了高超声速战术导弹变质心矢量控制方案, 从旋转导弹单通道控制中的相位控制、基于变质心控制的旋转导弹姿态动力学方程建立、变质心控制导弹的控制策略分析以及变质心控制导弹的稳定性分析与鲁棒控制这4个方面对变质心矢量控制方法进行了深入的研究, 得出了具有理论指导意义和工程实用价值的结论.     

舵面故障情况下推力矢量在飞艇中的应用研究

推力矢量控制技术是一种先进的推力控制方案,将其应用于飞艇的飞行控制,可以在飞艇低速气动舵面失效或者舵面故障等特殊情况下,辅助甚至替代舵面控制飞艇正常飞行。建立了考虑推力矢量的飞艇数学模型,增加了飞艇的控制余度,分析了飞艇常见的舵面故障形式,研究了推力矢量对飞艇舵面故障的补偿和重构。仿真结果表明,推力矢量可以在舵面故障情况下对飞艇进行有效的控制,提高飞艇飞行的安全性和可靠性。     

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较. 仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.      

微型航空发动机推力矢量系统建模与控制

以微型航空发动机推力矢量系统为对象,对先进战机缩比验证机的推力矢量系统进行了建模与控制研究。对推力矢量系统建模,采用了机理模型结合试验数据的方法,引入了气动偏角与推力损失系数,对机理模型进行了修正。控制律设计采用改进后的广义最小方差方法,在保证响应速度的同时,相比传统广义最小方差方法降低了对控制参数的敏感性。最后在全工况区间对修正后的推力矢量系统进行了控制律的仿真验证,结果表明:所建立的基于改进广义最小方差控制律在经过修正的推力矢量系统模型上,具有良好的控制效果。     

基于微分进化算法的导弹起飞质量优化设计

为快速准确地计算导弹起飞质量,对优化算法进行了研究,提出了基于微分进化算法的导弹起飞质量设计方法.以单室双推力固体火箭发动机类型的导弹起飞质量作为算例进行了优化设计.确定了设计变量及约束条件,建立了导弹起飞质量优化模型.根据优化模型选取微分进化算法中的种群规模、最大进化代数等参数,最终通过不断迭代获得最小起飞质量.优化结果显示,与遗传算法相比,微分进化算法在导弹起飞质量计算方面具有更快的收敛性和更高的计算精度.     

大跨径连续刚构桥顶推力优化计算

文章通过对某大跨径连续刚构桥顶推力优化计算研究,得到该桥在不同顶推力作用下墩顶位移以及控制截面最不利内力和应力的变化规律,可得到分别以墩顶位移和以应力为控制目标的理论合理顶推力,以期为工程设计和施工控制阶段采取适当加强措施和监测措施提供依据,改善墩身的受力状态,增加结构安全性。     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

遥控反坦克导弹的击顶制导律

本文给出了准瞄准线、准三点导引法及适用于遥控反坦克导弹的击顶制导律,并给出了实现遥控击顶制导律的参数最优控制器。     

高速动能反坦克导弹速度,质量和推力分析

针对高速动能弹探讨了几种推力方案下导弹质量、速度和推力之间的关系,并对这几种推力方案从质量的角度进行了比较.目的在于为确定高速动能弹的推力方案和总体参数提供一种新的设计方法。     

新一代近距格斗空空导弹机动能力分析

格斗空空导弹的机动能力是全弹设计的核心,是总体设计时需解决的关键问题.首先建立了导弹的动力学模型、运动学模型、推力矢量模型、目标运动模型,通过典型弹道的仿真,确定了导弹的机动能力,即导弹的最大转弯角速率和最大过载值,为导弹总体设计提供依据.     

超高速导弹红外凝视成像导引头技术研究

对弹道导弹采用的红外凝视成像导引头的几个关键问题进行了讨论,并结合导弹使用的实际需要以及国内红外成像器件的水平给出了较合适的设计方案。用该方案设计的导引头基本满足弹道导弹的使用要求。研究结果表明：该方案设计正确、可行,是目前易于设计实现的一种方案。     

基于Matlab的导弹尾焰图形数据提取与分析

针对导弹红外探测系统设计的要求,设计并实现了基于Matlab 的导弹尾焰图形数据提取的技术方案.完成了导弹尾焰光谱数据的提取,并通过插值和拟合的方法平滑数据曲线以减小误差.通过分析比较,该技术方案获取的数据可靠,方便简明,可以满足导弹红外探测系统的尾焰特性计算,同时也可以实现任何带有坐标系的图形曲线的数据的提取.     

防空弹炮混编方案的多目标约束模糊优选

根据防空导弹和高炮武器系统的性能特点,选择最优混编方案是联合防空作战指挥需要解决的重要问题.结合模糊优选决策理论和模糊最优动态规划方法,建立了防空弹炮武器混编方案的多目标约束模糊优选决策模型,给出了相应的计算方法和步骤,并通过实例验证了该方法的可行性,为防空导弹与高炮武器混编方案优选提供了一种新方法.     

导弹拦截的混杂对策系统建模研究

导弹拦截系统中既存在轨迹的连续变化过程,也存在策略的选择问题,单独采用微分对策和事件对策均无法有效描述该系统的混杂特性.将该过程看作一类混杂系统,提出一种导弹拦截过程(missile interception process, MIP)的混杂对策建模方法.基于混杂随机时延Petri网(hybrid stochastic timed Petri net, HSTPN)建立导弹拦截事件对策模型,结合导弹飞行过程的动力学模型建立拦截过程的微分对策模型;以“民兵Ⅲ”导弹作为进攻弹,对MIP的混杂过程进行实例仿真.结果证明,采用混杂对策建立的导弹拦截混杂描述方案,既可以较好地描述导弹轨迹的连续变化过程,也可以描述策略的选择问题.     

导弹变深度发射动力调节技术研究

该文针对导弹变深度发射提出通过改变发射装置高压室喷管喉部的通气面积来实现发射动力可调。通过内弹道设计和计算，给出了对应于发射深度范围的通气面积调节范围，并分析了通气面积对导弹运动、发射装置内弹道性能的影响。计算和分析结果表明，通过改变喷管喉部的通气面积，使导弹发射装置的燃气动力得到了有效调节，从而在理论上实现了导弹的变深度发射。     

一种滚转导弹飞行姿态的获取方法

为了获取滚转导弹的飞行姿态,分析了基于两个侧向运动角速率陀螺和一个滚转角速率陀螺的滚转导弹飞行姿态遥测方案.通过算例讨论了各种误差对系统精度的影响,指出滚转角速率陀螺的测量精度是系统实现的.在给出的工程实例中,选用一个双轴液浮陀螺敏感导弹的侧向运动,节省了一个敏感元件.通过对实例中遥测数据的分析,发现该次飞行试验中导弹的角运动特征,为进一步的动力学分析提供了依据.该方案具有结构简单,成本低,易于实现等优点.     

非线性PID控制在导弹纵向飞行控制中的应用

提出了结构简单的非线性PID控制方案.通过对导弹动力学特性的分析,设计了导弹纵向飞行通道的全空间串级控制结构,弹道外回路采用非线性PI控制,姿态内回路采用非线性PID控制.仿真结果表明,该控制方案结构简单,并能在全空间内实现较高的控制要求.     

具有推力矢量控制系统的导弹流体动力

采用数值模拟方法研究了带有摆动喷管的导弹水下发射时燃气流场与水流场的相互干扰,及其对导弹所受水动力和气动力的影响,计算彩燃气泡物理模型,通过水流场的气流场的耦合计算模拟整个流场的形态,对水流场采用势流理论,通过三维Hess-Smith方法进行求解,对燃气流场,以Euler方程为基本方程,采用无波动、无自由参数的耗散分格式（NND差分格式）进行求解,在燃气泡壁面,水流场和燃气流场通过速度条件和压力条件相互耦合,给出了不同时刻水流场和气流场的物理量分布,喷管摆动角与导弹力矩的关系,并对燃气泡的演变过程作了分析。     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪解耦控制研究

为消除旋转导弹自旋所带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,进行了双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路解耦控制研究.对自动驾驶仪回路的耦合进行分析发现,旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度表不在质心引起的耦合.分析结果表明了解耦的必要性.利用前馈补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制,并进行了仿真,结果验证了解耦方法的可行性.