空气动力和姿控发动机推力复合控制的弹体数学模型建立

建立了空气动力和姿控发动机推力复合控制弹体的数学模型,为理论弹道和控制弹道的计算提供了参考;同时采用小扰动法推导了俯仰通道和滚动通道的简化模型,为空气动力和姿控发动机推力复合控制系统进行初步设计提供了依据。     

最大推力喷管原理

本文用严格的变分法导出了最大推力喷管出口控制面方程。并给出了在一定长度下,自由边界和固定边界问题的解。同时,还导出了最大推力喷管这个泛函极值问题解存在的条件。     

“矢量推力”真的失宠于西方？

1996年，世界上第一架安装矢量推力喷管的战斗机——苏-30在英国法恩巴勒机场甫一亮相就成为了这次航展上的“明星”，优异的发动机性能、先进的矢量推力喷管和炫目的过失速机动动作使其他参展的所有飞机都黯然失色，相形见绌。很快，该机就进入了生产阶段，并于2002年初首批交付印度空军使用。接着，同样应用矢量推力技术的米格-29OVT也进入人们的视野，     

绳系拖曳离轨过程中的摆动抑制策略

以周向常值连续小推力作用下的绳系拖曳离轨为背景,针对离轨过程中的系绳摆动抑制问题,建立了系统质心轨道动力学方程及系绳摆动动力学方程,分析了无系绳收放控制时的系绳摆动特性以及系绳收放对系绳摆动的作用效果,构造了使系绳摆动衰减的期望绳长收放速率并设计了系绳张力控制律。仿真结果表明:无系绳收放控制时,系绳摆动表现为平衡位置附近的周期性往复运动;张力控制连续平滑,很好地实现了系绳实际长度对期望长度的跟踪,同时有效地抑制了离轨过程中的系绳摆动。     

固体火箭发动机二次喷射控制矢量喷管流场仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。空间上采用三阶精度差分格式进行求解,时间上采用隐式Jacobi点迭代方法进行迭代推进,直至流场收敛。数值模拟得到矢量喷管二次射流的激波系结构,以及复杂的主/次流干扰流动图像。二次喷射流场包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。数值模拟还表明,高温燃气射流导致喷射孔附近喷管壁面处的温度相当高,需采取相应的热防护措施。     

摆动喷管控制精度相关问题讨论

对不同性质的喷管特点以及在控制力作用下喷管的响应特性进行了初步分析;以某防空导弹为例,阐述了摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连运动、正负摆角不对称、力臂变化、摆心漂移、位移传递系数精度和预调角对摆角控制的影响;同时说明了负载力矩和伺服机构相关参数影响着摆动喷管位置控制精度。     

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

绳系拖曳离轨过程中基于系绳张力的摆动抑制策略研究

绳系拖曳离轨过程,系统运行于非开普勒轨道,系绳摆动呈现复杂的动力学特性,大幅度的系绳摆动会引起拖船的扰动,进而影响整个系统的稳定,因此如何抑制系绳摆动是拖曳离轨任务的一个关键问题。本文以周向常值连续小推力作用下的绳系拖曳离轨为背景,针对离轨过程中的系绳摆动抑制问题,首先建立了系统质心轨道动力学方程及系绳摆动动力学方程,分析了无系绳收放控制时的系绳摆动特性以及系绳收放对系绳摆动的作用效果,然后构造了使系绳摆动衰减的期望绳长收放速率并设计了系绳张力控制律。仿真结果表明：无系绳收放控制时,系绳摆动表现为平衡位置附近的周期性往复运动;张力控制连续平滑,很好地实现了系绳实际长度对期望长度的跟踪,同时有效地抑制了离轨过程中的系绳摆动。     

斜切口喷管的推力系数、推力偏角的计算

本文从理论上推导了两种工作状态下斜切口喷管的推力系数、推力偏角和无因次力矩的计算方法,并推导了这两种工作状况下的判定。通过大量实验结果,论证了计算方法的正确性。理论曲线和实验曲线基本一致,并与文献 AD683 763有关资料的相应曲线是吻合的。在设计斜切口喷管时,参考本文将是有益的。     

导弹垂直发射方案的分析

分析导弹垂直发射方案的目的是在于确定近程拦截采用垂直发射方案的可行性。本文研究了导弹助推加速度,拐弯开始时间,俯仰速率和推力矢量控制的偏转控制极限等参数对在最小高度上实现快速拐弯所带来的影响,对推力矢量控制的导弹和仅仅利用气动力控制的类似的导弹进行性能比较。结果表明:近程拦截的垂直发射方案和推力矢量控制技术一起使用是可行的,是有吸引力的。     

直接侧向力与气动力复合控制技术综述

基于直接侧向力与气动力复合控制的高精度快响应制导控制技术是新一代大气层内飞行器精确制导的核心技术,具有强烈的军事需求和广泛的应用背景.直接侧向力/气动力复合控制是指通过导弹侧喷发动机(或喷嘴)所产生的直接侧向力与气动力的共同作用,产生复合力,对导弹进行复合控制,实现大幅度提高导弹快速响应能力和机动能力的控制方式.     

弹道导弹再入段动态RCS特性分析

研究弹道导弹再入段动态RCS特性,有利于防空反导作战中对其进行有效探测和拦截。首先对弹道目标机动航迹进行建模,然后结合坐标转换公式获得目标姿态角变化,最后利用EDITFEKO软件实现对目标动态RCS实时仿真。针对不同再入角的机动航迹,仿真了不同雷达布站情况下目标动态RCS变化。仿真结果表明,弹道导弹侧向RCS大于正向RCS,反导预警雷达应部署在弹道导弹射程之内,使雷达对着弹道导弹侧面。仿真结果为反导预警雷达的部署提供依据。     

【专题】智能化导弹质量检测方法研究

导弹是由各种类型装备组成的综合性很强的复杂系统,智能技术的引入进一步丰富了智能导弹质量特性的内涵,对质量检测和控制提出了更高要求,需要开发与之相适应的检测方法。本文先给出了智能导弹的定义和内涵,分析了其智能特性,接着概述了智能化导弹的结构组成,分析了各智能部件的功能和结构组成,从智能化导弹结构组成及测试参数、智能化部件的嵌入式软件作用、零部件机械加工精度等方面提出了智能化导弹质量检测的需求,并在此基础上结合智能化制造等技术提出了在线检测、自动检测/测试、BIT自检、软件测评技术以及弹载遥测的智能化导弹质量检测途径和方法。     

再入弹头滚速过零与落点散布

滚转弹头的再入过程中,滚速过零对落点精度影响最大。本文分析了滚速过零的机理,推导了考虑滚动阻尼影响的过零高度公式,以及滚速过零影响下的落点散布公式。最后用六自由度弹道数字仿真结果同近似计算结果作了比较,比较结果表明了近似分析的可行性。     

South Asia's Missile Expansion

ABSTRACT

Over the past decade, contrary to declarations that they are pursuing “minimum” deterrence, India and Pakistan have considerably expanded their missile forces. India has developed eleven types of missiles while Pakistan has fielded nine. These missile forces have a mixed impact on deterrence stability. Both states' medium-range missiles strengthen their countervalue deterrent capabilities against the other, though India's China-specific missiles still have limitations. India's and Pakistan's short-range missiles and first-generation naval systems raise concerns about nuclear ambiguity, command and control, and escalation across the nuclear threshold, ultimately undermining deterrence stability on the subcontinent.     

弹道导弹基本诸元的快速装订算法研究

应用牛顿迭代法实现了弹道导弹基本诸元的快速装订。推导了根据落点偏差求飞行程序角和发射方位角的牛顿迭代公式，设计了迭代算法，并给出了实际算例。考虑到迭代算法收敛速度与所给的迭代初值有一定的关系，提出了预先准备简易射表采用反插值算法为牛顿迭代法准备初值的方法，经计算表明可以大大减少迭代次数，从而实现标准弹道的快速设计。     

用闪光摄影法对轴针式喷嘴喷雾的研究及其数学模型修正

利用自行设计的静态高压模拟燃烧室,采用闪光摄影技术,对12V180CaD—2柴油机轴针式喷油器的喷雾发展进行了实验研究,并根据实验结果对轴针式喷油器喷雾贯穿长度的计算公式进行了校核和修正。     

基于虚拟模型控制的四足机器人对角小跑动态控制*

基于虚拟模型控制方法,根据四足机器人单腿雅克比矩阵得到支撑相与摆动相的控制法则。为实现机器人躯体的完全控制,提出了一种控制目标分解的方法,将四足机器人躯体的控制目标分解到每条支撑腿的控制上。通过构建每条支撑腿的虚拟构件,并将虚拟构件产生的虚拟力转换为期望关节力矩,从而实现支撑腿的虚拟模型控制;实时规划摆动足的运动轨迹,利用虚拟构件连接摆动腿的足端与期望的摆动轨迹,实现摆动腿的虚拟模型控制。在设定四条腿的相位轮换规律的基础上,对一个四足机器人二维平面模型进行对角小跑步态下的速度控制及抗干扰仿真试验。仿真结果证明该控制方法能够有效控制机器人躯体的高度、速度及倾角,实现四足机器人对角小跑运动的动态控制并具有一定的抗冲击干扰能力。     

基于制导与控制一体化的导弹编队队形控制

为了提高导弹编队协同作战队形控制能力,研究了基于制导与控制一体化思想的编队队形控制器设计问题。根据领弹-从弹的动力学以及运动学方程,推导出了领弹-从弹的相对运动模型,建立了领弹姿态信息与从弹舵偏角之间的关系,将从弹通道间的耦合项作为不确定项进行处理,并利用自适应神经网络理论设计了补偿器,对不确定项进行了处理。根据反演理论设计了编队队形控制器,能够对导弹编队队形进行有效的控制。     

基于量子双向RRT算法的多平台反舰导弹协同航路规划

针对反舰导弹航路规划面临的动态威胁环境和多平台协同打击问题,提出了一种基于量子双向RRT算法的反舰导弹协同航路规划方法。采用动态坐标设置动态威胁,实时地避开动态威胁;通过取预规划终点方法,实现对目标的时间和空间协同打击;结合量子进化思想,将RRT算法中的扩展方向量子化表示,提出了一种量子双向RRT算法,并应用于航路规划。仿真结果表明,该方法可有效规避动态威胁和解决多平台反舰导弹航路规划的协同问题,并显著地改善了RRT算法的全局收敛性,得到了航程更短的航路。