透视美国国防部新版《无人机路线图》

2005年8月8日,美国国防部公布最新版无人机路线图——《无人飞行器系统路线图2005～2030》(以下简称《无人机路线图》),集中反映和描述了美军对无人机的最新认识、无人机系统开发的最新进展、美军对无人飞行器系统的需求以及美军无人飞行器系统的未来发展规划。一、《无人机路线图》的主要内容新版路线图共分六章,分别是绪论、当前无人飞行器系统、需求、技术、使用和路线图,以及11个附录。美军发布《无人机路线图》旨在推动2005～2030年间美军无人飞行器开发的计划进程,在即将公布的《四年一度防务评审》报告中协助决策者制定无人飞行器长…     

弹性基上圆柱管弯曲行为的高阶剪切梁理论解

以弹性基上圆柱管为研究对象,基于高阶剪切变形梁理论推导了Winkler弹性基圆柱管弯曲变形的高阶剪切梁理论控制方程,给出四种典型工况弯曲问题的精确解.研究表明,无须假设剪切修正系数,只需引入适当横截面翘曲形状函数,高阶梁理论在圆柱管内外表面满足剪应力τxr为零的边界条件,且对于不同长径比和厚径比的圆柱管弯曲问题均能提供...     

非线性干扰观测器的高超声速飞行器自适应反演控制

针对高超声速飞行器参数不确定弹性体模型,提出了一种基于非线性干扰观测器的自适应反演控制器设计方法。将曲线拟合模型表示为严格反馈形式,采用反演方法设计控制器。采用动态面方法获取虚拟控制量的导数,避免了传统反演控制"微分项膨胀"问题。为了增强控制器的鲁棒性,基于二阶跟踪-微分器设计了一种新型非线性干扰观测器,以此对模型不确定项进行自适应估计和补偿。仿真结果表明,控制器对模型不确定性和气动弹性影响具有强鲁棒性,且能实现对速度和高度参考指令的稳定跟踪。     

一种新的保持分形特征的分形变形方法

针对IFS吸引子变形过程中间出现的分形特征退化的问题,提出基于局部吸引子的近似凸包及旋转匹配的特征对应方法.IFS吸引子的局部吸引子可由独立的IFS生成,IFS中每个压缩仿射映射存在不动点,构造所有不动点的凸包,即得到局部近似凸包;证明了局部近似凸包间的相似对应等价于局部吸引子间的相似对应,并提出了通过旋转匹配的特征对应方法实现局部近似凸包的配对,最后计算所有配对下相似度最高的一组局部近似凸包匹配,确定局部吸引子间的特征对应,即IFS特征对应.对两个IFS进行线性插值可实现保持分形特征的分形变形.     

惯性测量匹配法测定船体变形实施方案研究

介绍了船体变形的产生原因,详细分析了船体变形对航姿参数的影响和惯性测量匹配在实船上测量船体变形时的几种实施方案。分别讨论了在中心航姿系统部位和局部基准部位是否安装加速度计和速率陀螺时的不同情况,具体推导了变形角、局部基准部位的航姿角和摇摆线速度的计算公式。对各种方案进行了分析比较,指出了各自的优缺点,为惯性测量匹配法在实船上的应用打下了基础。     

一类飞行器载荷设计的三分段方法研究与应用

为有效解决传统载荷设计方法中存在的诸多不足，提出一种适用于一类飞行器载荷设计的三分段法，即分段刚度、分段质量和分段气动。该方法能够很好地逼近飞行器的真实质量分布和气动载荷分布。针对简化飞行器，分别利用三分段法、理论计算法和质量分站法计算其模态参数和截面载荷。结果表明，三分段法和理论计算法在模型参数、计算原理上是一致的，基本可以认为是一种方法，因而它们的模态参数和截面载荷完全吻合；质量分站法所得左、右截面载荷不一致，且相差很大，还不符合真实载荷情况。总之，采用三分段法能够得到较为真实、合理的飞行器截面载荷分布，且工程应用简便,方法合理、可信，同时还可以在很大程度上降低飞行器载荷设计和结构设计的难度。     

火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5～8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。     

身管热变形对步枪射击影响分析

为了研究温度变化对枪械射击准确度的影响,建立某步枪枪管的数值仿真模型。为了研究热冲击作用下枪管温度的分布情况,根据非线性热力学对枪管内壁与外壁的对流传热以及内膛的传热进行数值分析。再将仿真得到的温度场施加在身管上,采用非线性热力学结构耦合,求解出不同温度场分布下的枪管变形程度,并分析了身管弯曲对瞄准基线的影响。通过与实验数据的对比,验证了仿真结果具有可信性,为射击过程中的修正偏差提供重要理论依据。     

珠海航展：中国亮出防卫“利剑”

弹指一挥间，中国珠海航空航天博览会已走过了六届十二年的历程。12年来，珠海航展从无到有，从小到大，目前已发展成为国内最大且在国际上有较大影响力的航空航天盛会。尤其是今年11月4日开幕的第7届珠海航展，不仅在参展规模和参展飞行器数量两方面大大超过往届，创下历史新高，而且中国空军主力机种的集体亮相和大量先进武器装备的纷纷登场，更是引起了海内外的广泛关注，成为一探中国自主防卫力量的绝佳舞台。     

高超声速滑翔飞行器变轨段自适应跟踪制导方法

针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题,提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性;将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化;采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式,设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAV-H飞行器仿真分析表明,该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导,对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。