推力矢量发动机燃气舵系统的设计与分析

本文对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计,通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系,推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系,燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩;其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载,结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载;最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果,最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

推力矢量燃气舵的受力分析及其模拟实现

在大量试验的基础上,首先进行推力矢量燃气舵受力分析,论述了推力矢量燃气舵和弹体间的相互作用关系,推出了力与力矩相互转换的转换矩阵,并应用该转换矩阵推导出燃气舵坐标系下的驱动铰链力矩.其次,对舵机系统进行大量模拟试验,以验证舵机系统在受到燃气舵力和力矩综合作用下的正确性,针对推力矢量舵机的受力情况提出了其模拟实现的初步方案.     

后屈曲预压缩技术在飞机舵机系统中的应用

本文采用有限单元法建立了飞机舵机系统的刚柔耦合动力学模型,对舵机的负载输出特性进行了分析,同时利用Fluent软件对某翼型在低速下的气动参数进行仿真计算,并将计算结果导入舵机模型中,对舵机在特定马赫数下由舵偏角变化导致的负载力矩改变时的输出特性进行分析。结果表明,气动载荷的作用会减小舵机的静态输出能力,但轴向力的增加可以显著提高舵机系统的机电耦合效率,从而弥补当舵面发生较大转角时铰链力矩对舵机输出特性产生的负面影响,也进一步验证了该舵机系统完全可以满足小型飞机的应用需求。     

弹体滚速和舵机时间常数对炮弹制导精度的影响

通过建立滚转制导炮弹的动力学模型,分析了弹体滚转速度与舵机时间常数对于炮弹落点精度的影响.采用2对舵面控制俯仰与偏航运动的制导炮弹,它的舵系统输入指令为三角函数.随着滚速的提高和舵机时间常数的增大,舵系统的跟踪误差加大;在舵系统输入指令中适当增加相位超前角时,舵系统的跟踪精度显著提高,相位超前角约为弹体滚速和舵机时间常数的乘积.对包含舵指令转换方程和舵机动力学方程的制导炮弹动力学模型进行仿真.仿真结果表明,当弹体滚速为5 r/s,时间常数为0.01时,相位补偿前的落点误差为50.31 m;增加相位超前角2.5°,落点误差为5.14 m.说明选择与弹体滚速和时间常数相匹配的相位补偿角可大大提高制导炮弹的落点精度.该文分析结果可为炮弹滚转速度选择和舵机系统设计提供参考.     

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。     

推力矢量发动机燃气舵绕流场数值分析

该文以推力矢量发动机的燃气舵绕流场为研究对象,采用数值分析技术,确定了数值模拟的流动方程以及适合的RNG k-ε湍流模型,对包含舵基、舵片和发动机壳体在内的区域进行了计算.结果揭示了舵基、舵片附近的流动状况和特点,所得结论可以为舵基、舵片的结构设计、安装方式以及控制机构设计提供有益借鉴.通过与试验现象对比,反映出数值计算的结果在一定程度上可以满足工程分析的需要.     

空天飞行器跨大气层再入建模及姿态控制

为满足空天飞行器ASV(aerospace vehicle)再入轨迹优化、姿态控制等问题的需要,研究了ASV再入跨大气层飞行时的数学模型。所建数学模型所涉及的气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;反作用控制系统RCS(reaction contrlsystem)推进器属于开关型的,控制量可近似为常值开关型的量。考虑ASV在空气稀薄、气动舵面低效或失效且推力系统关机不能提供推力矢量的情况,设计了ASV飞行姿态控制系统,并通过仿真验证了所设计的控制系统在一定条件下的合理性和有效性。     

执行器故障下临近空间飞行器容错控制重构

临近空间飞行器飞行条件复杂、气动环境恶劣，极易导致飞行器舵面出现故障，容错控制是保证飞行器安全运行的关键，对此提出了一种基于观测器-控制器的有限时间高精度容错控制重构策略．首先，为提高容错控制的精确性，在故障影响下飞行器姿态模型基础上，设计了双层快速自适应滑模观测器，实现对包含故障、干扰等在内的综合干扰有限时间估计，避免了传统自适应增益的过估计，从而有效提高观测器估计精度；进一步基于观测器估计值设计容错控制器，获得故障影响下的期望控制力矩，实现飞行姿态的有限时间容错控制．其次，针对故障时气动舵面实际提供的控制力矩难以满足期望值的问题，引入推力矢量喷管作为补充执行器．考虑故障舵面特性，采用基于二次规划的最优控制分配策略，将期望力矩合理分配到气动舵面及矢量喷管上，通过矢量喷管补偿故障舵面力矩损失，实现执行器故障下控制重构.最后，通过数值仿真验证了所设计观测器的优越性，并验证了所提出容错控制重构策略的有效性．     

推力矢量控制在掠飞击顶弹道中的方案分析与优化

基于反坦克导弹总体设计方案,在导弹头部加入推力矢量控制装置,以实现导弹在弹道末端折转击顶.建立了推力矢量控制阵列模型,分析了推力矢量控制与飞行参数之间的关系,并基于离散二次规划法对推力矢量控制方案进行了优化. 结果表明,优化后的TVC方案避免了弹体抬头的现象发生,提高了导弹击顶时的落角,可降低对战斗部的指标要求.     

飞机主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量方法

现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。     

可控滚转舵系统滚转控制研究

为解决电动舵机在旋转导弹上的应用,通过分析对滚转导弹的控制,电动舵机系统相对于气动舵机系统的优势及其应用限制因素,提出一类可应用于滚转导弹控制的可控滚转舵执行机构.分析了系统的工作原理,应用动力学和运动学方法,建立了基于此滚转机构的导弹的滚转控制系统的数学模型,模型中引入了弹体的滚转角速度,舵体滚转角反馈外回路和舵体滚转角速度反馈内回路.数学模型的建立为后续滚转控制器及控制系统的设计奠定了理论基础.     

基于DSP的电动舵机伺服与控制

主要阐述基于DSP的电动舵机伺服系统的设计与实现,主要研究内容为舵机控制器硬件设计、软件设计和电动舵机伺服系统的性能优化.设计初期对数学模型进行了仿真实验,以事先发现设计不合理的方面,通过仿真中对数学模型的参数进行调整,可以预期数字式电动舵系统的控制律参数.因为数学模型与工程实践不可避免的存在一些差异,所以设计在工程中实现后,还通过电动舵机伺服系统联试试验对控制律参数进行再调整,以满足电动舵系统的性能要求.     

变推力轴线无人机的混合姿态控制

为提高无人机的自主飞行性能,提出了一种气动舵面偏转控制与推力偏转控制相结合的混合姿态控制方法。给出了推力可偏转情况下的飞机总外力和外力矩。讨论了总外力的变化对飞行机动性的影响,分析了推力力矩对气动力矩的操纵补偿效率。在常规无人机姿态控制系统的基础上,引入纵横向推力偏转角作为新的控制量,设计了飞行姿态控制系统的混合控制模式。对受气流干扰下的无人机姿态稳定控制进行仿真研究。结果表明,变推力轴线技术能够改善飞机在强气流干扰下的操稳特性,减小飞行姿态角偏差和气流角偏差,且对操纵舵面效率不足的问题具有补偿作用。     

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。     

飞机舵面铰链力矩飞行实测技术研究

测量飞机舵面铰链力矩是飞行试验的一项重要任务。本文提出了通过测量传力关键件的载荷和利用传力关键件安装的空间位置来测量飞行中舵面铰链力矩的方法。以某型飞机为例,详细描述了如何利用该方法测量舵面铰链力矩的过程。这种方法对飞机舵面铰链力矩飞行实测有重要的参考价值。     

推力矢量燃气舵三维气-固两相流的数值分析

该文采用高雷诺数下的RNGκ-ε湍流模型和欧拉-拉格朗日两相流模型,分析了推力矢量发动机燃气舵气-固两相绕流流动,模拟了燃气舵表面的温度、压力等参数的分布,得到了燃气舵升力和阻力随舵偏角的变化曲线。将模拟结果与纯气相状态下燃气舵的数值仿真结果进行比较,结果表明：与纯气相相比,当舵偏角小于25°时,含固体颗粒的两相流的升力增大,阻力没有变化;舵偏角大于25°时,两相流的升力和阻力均小于纯气相流。研究还表明,颗粒的加入对燃气舵表面的压力场影响不大,但对温度场影响较大,造成燃气舵整体温度升高。     

电动舵机离散滑模变结构控制器研究

为了提高弹用电动舵机的鲁棒性,采用了铰链力矩的舵机数学模型,从工程应用角度对模型中传递函数系数进行了适当修正,研究了一种基于离散滑模变结构控制器的弹用电动舵机控制方法,分析了离散滑模设计中的三个参数c,ε,q的影响.经仿真验证,所设计的控制器不仅有较好的动态性能,而且所引起的0.3 V的抖动更利于克服舵机的死区电压.     

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。     

民用飞机舵面运动特性对飞行特性影响研究

针对舵面运动特性对现代电传民用飞机飞行特性及飞行安全的影响以及现阶段国内研究的局限性。 这里建立了飞机六自由度动力学模型、舵面运动动力学模型;依据飞机选定的舵机偏转速率限制速度、全机气动力特性、舵面铰链力矩特性,利用MATLAB/simulink工具以纵向操纵面升降舵为例,仿真研究了舵面动力学特性以及舵面动力学特性对飞行特性的影响。结果表明,不同操纵状态下,舵面运动特性差异很大,操纵频率高,舵面以及飞机的响应幅值减小,飞机响应相位滞后增加;过高的操纵频率,将会引入非线性因素,以及附加相位滞后。     

高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征

针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD (computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明：针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化.