营造员工心灵的栖息地——西安现代控制技术研究所加强人文关怀和心理疏导

随着兵器行业竞争的加剧,科研队伍的任务也变得日益繁重。社会、工作岗位和家庭的多重压力,使有些员工感觉到无所适从,有人甚至想过对事业和职位荣誉的放弃,有的则对"活着究竟为了什么"产生了疑问,注重人文关怀和开展心理疏导工作变得更加迫切起来。西安现代控制技术研究所隶属中国兵器工业集团公司。作为国有企业的基层党组织,西安现代控制技术研究所党委始终紧紧融入中心开展各项工作,践行科学发展观。

旋转调制惯导系统转位机构的高精度控制研究

为了满足先进旋转调制惯导系统对转位机构的高控制精度要求,以及弥补传统PI控制无法兼顾动态响应和稳态误差的缺陷,设计了一种结合了饱和校正的模糊-PI复合控制方法。该方法布置在传统三闭环控制中的位置环,以位置误差以及位置误差变化率为输入,通过不同状态下配置相对合理的控制策略,可以兼顾模糊控制和PI控制的优点,实现对系统的精准调节。同时,引入的饱和校正技术可以有效抑制PI控制器积分项的过渡累积,从而减少了控制器在长期运行过程中可能出现的累积误差,提高了系统的稳定性和控制精度。该控制方法在某型号平台式旋转惯导装置上表现出色,实际测试结果表明,系统的稳态精度可以稳定控制在±5″内,响应时间可以控制在5 s以内,可满足高精度转位控制的需求。

流动控制组合对风力机翼型性能影响的实验研究

为了研究基于涡发生器和Gurney襟翼流动控制组合的效果,对风力机专用翼型DU93-W-210进行风洞实验。实验工况包括光滑翼型、涡发生器、Gurney襟翼及不同组合方式。实验结果表明:Gurney襟翼与涡发生器组合不仅能获得更高的升力系数,而且能有效抑制流动分离,失速后阻力大幅降低。Gurney襟翼和涡发生器组合将2种装置的优势结合,得到更好的流动控制效果。双排涡发生器组合和单排涡发生器相比能更大程度延迟流动分离,进一步提高最大升力系数。

应用分数阶控制器的飞行器精细姿态控制研究

针对某升力体高超声速飞行器在超燃冲压发动机工作前后的姿态控制问题,分析了发动机进气道关闭、打开和发动机点火3种状态下的机体气动特性。建立了典型的升力体高超声速飞行器的数学模型。采用分数阶控制器的结构和参数配置方法,设计了飞行器的法向过载控制器。控制器内回路采用极点配置法以改善控制系统的动态特性;外回路采用分数阶控制器来配置控制参数以满足飞行器高精度的姿态控制要求。仿真结果表明3种状态下升力体高超声速飞行器机体姿态均控制在平衡位置的±1°动态范围内。

弹上电子产品加固防护可靠性分析研究

提出一种弹上电子产品球栅阵列封装元器件的新型加固防护工艺方法,对使用不同加固防护方法的电子产品进行了随机振动试验与有限元仿真分析,研究对球栅阵列封装(BGA)元器件焊点可靠性的影响;采用Steinberg疲劳寿命模型分析焊点的疲劳寿命。研究表明,纳米疏水剂、四角点胶配合3D打印壳体封装的组合新型弹上电子产品加固防护方法能有效提升产品可靠性。

基于有限元分析的走刀策略对铝合金薄壁筋铣削仿真工艺研究

铝合金薄壁筋具有弹载计算机结构件的典型特征,其结构简单但整体刚性差,在加工过程中极易产生加工变形,影响工件的加工精度。为合理选择走刀策略,使用ABAQUS软件对铝合金薄壁筋铣削过程进行有限元仿真建模,分析了不同走刀策略下铣削过程中的铣削力及工件铣削后的变形情况。同时设计对照试验组进行试切验证,通过三坐标测量仪分别测量了薄壁筋在不同走刀策略下的形变,验证了仿真分析结果的正确性。

火光烟雾条件下无人机激光探测与跟踪实验研究

高能激光在打击低小慢目标时,目标容易燃烧产生火光烟雾,传统的可见光和红外探测方式对目标的跟踪和瞄准在火光烟雾干扰的情况下易受影响进而导致目标失跟。提出了一种基于主动激光雷达体制的高精度探测和瞄准方法。首先,对火光烟雾条件下无人机表面的激光反射特性进行理论分析和仿真模拟,以此设计了基于APD的单光子激光雷达探测系统,获得了仿真探测概率随激光脉冲能量变化的理论曲线;其次,构建了基于InGaAs-SPAD的光子成像探测系统,进行了无人机室内实验。实验结果表明:在无火光烟雾条件下,基于距离像跟踪的目标质心位置相较于基于可见光图像跟踪的目标质心位置平均角偏差小于0.55 mrad,基于距离像序列的跟踪轨迹与基于可见光图像序列的跟踪轨迹基本一致,证明了Mean-Shift跟踪算法用于距离像的跟踪的可行性。在距离30 m处的模拟烟雾干扰条件下,采用选通延时滤除烟雾干扰能够获得轮廓清晰的目标距离像。在模拟火光干扰条件下,跟踪框中心X、Y坐标偏离目标质心约为0.58 mrad和0.39 mrad。

顺序凝固工艺对大长径比装药缩松的影响研究

针对顺序凝固工艺对大长径比装药易形成缩松的问题,分别以受控生长期、自由凝固期的相界面形貌特征参数为中间量,建立了工艺参数到缩松体积的4层关联路径,选择TNT/RDX(33.8/65)炸药、长径比5∶1的装药模具,进行了正交仿真、极差分析以及Spearman相关系数计算,结果表明,降低水温、入水速度以及提高环境换热系数可提高受控生长期的相界面高度、开口角,从而降低自由凝固期的凝固区间最大厚度,最终减少缩松体积;工艺参数影响强弱为:水温、入水速度、环境换热系数;降低入水速度、提高环境换热系数可减少对低水温的依赖。本研究探明了顺序凝固工艺参数对大长径比装药相界面演化及缩松的影响机理,可为相关工艺设计提供理论支撑。

高超声速飞行器鲁棒纵向控制技术研究

针对高超声速飞行器纵向模型存在的非线性、耦合性、多种不确定性和大气扰动的问题,文中提出一种基于信号补偿的鲁棒控制方法:将真实模型分为名义模型和同效干扰两部分,通过设计状态反馈控制器来实现名义模型期望的控制效果,然后设计干扰补偿器来抑制同效干扰的影响。数字仿真结果表明,与状态反馈控制方法相比,文中所提出的鲁棒控制方法跟踪效果更好,控制精度满足要求。

隔板构型对超声速混合层流动及混合特性的影响研究

为进一步揭示超声速来流下混合层流场演化过程物理机制,采用高精度计算方法对超声速来流下混合层流动及生长特性开展数值研究。首先,采用经典算例深入验证了本文所发展计算程序在复杂流场预示方面的精度和可靠性。然后,对四种不同构型隔板下混合层流动及生长机制进行了深入分析。研究结果发现,在典型隔板构型中引入凹腔、楔形角及凸台结构后,整体流场结构变得更为复杂,且诱发了更为剧烈的混合层的涡卷起、配对、合并、旋转等流体物理现象。在典型隔板工况中混合层出现了再层流化现象,而引入凹腔、楔形角及凸台结构后能够有效抑制混合层出现再层流化现象。此外,所有隔板构型工况下湍流转捩区雷诺应力均出现了“多峰值”现象,但典型隔板工况的混合层附近的湍动能明显小于其余工况,同时,典型隔板工况的雷诺应力峰值与分布范围明显小于其余工况。就本文研究工况而言,在出口处楔形角隔板工况的混合效率最高,为0.050;同时其混合层厚度也最大,达到27.9 mm;但楔形角隔板工况的总压损失也最大,为0.22。

导引头末制导目标精度控制仿真研究

在制导系统设计中,分析论证导引头隔离度指标具有重要的工程意义。为了建立论证导引头隔离度指标的仿真分析方法,从制导回路稳定性和制导精度两方面研究了导引头隔离度对于制导系统的影响。建立了含隔离度模型的平台导引头模型和含隔离度寄生回路的制导系统模型,基于隔离度寄生回路模型研究了隔离度幅值和相位特性对寄生回路稳定性的影响。其次,基于某空地导弹六自由度弹道仿真以及含隔离度寄生回路的制导系统模型仿真研究了隔离度对制导精度的影响。仿真结果表明:隔离度幅值增大相位滞后对于隔离度寄生回路稳定性以及制导精度有不利影响。建立的仿真研究方法和所得结论可以为导弹制导控制系统设计和导引头隔离度指标的论证提供依据。

受控制量及状态约束的高超声速飞行器姿态控制方法研究

为满足高超声速飞行器对超燃冲压发动机的限制,其飞行控制是受控制量和状态约束的跟踪控制。文中采用单向辅助面控制设计方法,将系统误差设置成正不变集的边界,令系统状态从任意初始位置单调收敛到指令状态,从而使跟踪过程系统状态满足约束。通过设置误差积分初值,引入控制量约束,解不等式得到控制约束的系统初始状态范围。完成了受控制量及状态约束的跟踪控制,并通过飞行器纵向姿态控制器的设计验证了该方法的有效性。

基于神经网络观测器的容错控制技术研究

针对执行机构受限条件下的故障估计与容错控制问题,首先建立了含有故障模型的制导火箭纵向和侧向线性化运动模型,然后在考虑系统参数时变不确定性的情况下,采用基于神经网络观测器的故障估计方法对故障程度和系统状态参数进行有效观测。通过设计一种鲁棒自适应容错补偿控制器,解决了执行机构不同程度失效或卡死故障下的状态收敛问题。最后,通过3种故障模式的数值仿真,验证了所提算法对执行机构故障处理的有效性和鲁棒性。

高速动能弹撞击装甲结构引起的螺栓连接失效及部件过载损伤研究

目的 验证和揭示高速动能弹对装甲结构的损伤机理。方法 聚焦高速动能弹打击装甲目标时,弹道冲击造成的靶标结构连接失效及部件过载损伤这2种损伤效应,以典型螺栓连接为研究对象,采用高速球形弹丸撞击螺栓连接结构的小尺寸试验对数值模拟方法和材料模型参数进行校验。在此基础上,采用数值模拟和冲击响应谱分析方法对高速动能弹打击全尺寸坦克进行模拟分析,获得撞击过程螺栓连接失效特征、主要影响因素及坦克典型位置部件的冲击加速度曲线和冲击响应谱曲线。结果 在小尺寸试验中,动能输入为0.042MJ时,螺栓连接未发生失效;但25.6MJ动能输入全尺寸坦克时,螺栓发生断裂而使连接失效。数值模拟结果揭示了螺栓发生断裂的主要原因。结论 输入动能大小、连接螺栓直径、模拟设备部件质量和撞击位置为螺栓是否断裂的主要影响因素。坦克某些位置的冲击响应谱曲线高于军用标准给出的临界曲线的下限甚至上限,表明这些位置的部件因高过载损伤导致失效的概率较高。

爆炸成型弹丸侵彻不同材料靶板后效破片特性试验研究

为研究靶板材料性能对爆炸成型弹丸(Explosively Formed Projectile,EFP)侵彻靶后破片特性的影响,开展EFP侵彻不同材料靶板(Q235钢、45号钢、装甲钢、2A12铝)后效破片特性试验,采用X光摄影方法观测靶后破片云形态及膨胀尺寸,通过布置多层纤维板获得破片散布特性,并对靶后破片进行回收。研究结果表明:在靶板密度一定的情况下,靶板强度主要影响破片云轴向膨胀能力,对径向膨胀能力影响很小;靶后破片环形毁伤区的飞散角位于20°~25°范围内差别不大,但是靶板背面出口崩落会造成靶后破片飞散角出现极大值,随着钢靶强度的增大,靶后破片径向散布增强,破片总数减小,但是大质量段钢破片数量增多;不同强度钢靶产生的钢破片平均尺寸满足Kipp等提出的基于材料流动应力的碎片尺寸模型。

基于加速度增量控制的无刷直流电机软起动技术研究

针对无刷直流电机起动电流冲击的问题,提出了一种基于加速度增量的软起动控制策略,在保证系统响应速度的同时,实现了对起动电流的严格限制,有效地降低了因起动电流冲击导致控制系统逆变器与电机损坏的事件概率。对比传统的转速-电流双闭环控制策略,基于加速度增量的无刷直流电机控制系统不依靠电流传感器,仅由转子位置传感器信号计算电机转速,即可实现控制系统的软起动,抑制起动电流的冲击。通过仿真验证可得知,基于加速度增量的无刷直流电机软起动控制策略与传统转速单闭环控制系统和转速-电流双闭环控制系统的系统响应性能相当,并且有效地抑制了起动电流冲击。

垂直发射反坦克导弹直接力控制快速转弯技术研究

某反坦克导弹采用垂直弹射方式实现全方位快速攻击目标,使用直接力控制实现快速转弯,文中针对快速转弯问题创新性地给出了一种方法。首先对垂直发射导弹脉冲发动机的布局和建模方法进行了介绍,然后创新性地推导了快速转弯控制偏差的计算方法,并详细给出了脉冲发动机的点火策略,最后通过数学仿真验证了直接力控制快速转弯方法的可行性。

智能化弹药武器系统点火控制单元研究与设计

智能化弹药武器系统一般采用电子式发射点火方式,点火控制单元的安全性和可靠性直接影响武器系统作战性能。通过研究、分析点火控制单元的设计流程、设计方法,实现了一种典型点火控制单元。该点火控制单元通过了单元测试、集成测试和可靠性测试,形成专用电路,广泛应用于多个项目的发射点火控制中,完成武器系统数千次的成功发射。

基于脉冲推力/气动力复合控制的高速动能导弹控制方法研究

设计了一种基于脉冲推力/气动力控制的高速动能导弹复合控制系统。首先建立了滚转导弹的数学模型,然后对脉冲推力/气动力复合控制系统工作流程进行了描述,设计了脉冲发动机点火策略;最后通过仿真算例对复合控制方法进行了验证和分析。仿真结果表明:设计的复合控制系统能够有效降低滚转高速动能导弹的发射初始扰动,具有一定的应用价值。

舵机故障影响分析及容错控制研究

针对舵机故障情况对导弹飞行控制性能的影响问题,在舵指令分配模型和舵机故障影响分析基础上,分别提出针对1片舵机故障的容错控制算法和针对2片舵机故障的容错控制算法。该算法可在舵机故障时对正常舵机指令重新分配,补偿故障舵机引起的干扰力矩。仿真计算结果表明,该算法可完全消除1片舵机故障的影响,降低2片舵机故障产生的干扰,保证导弹命中目标。文中的研究有利于提高导弹系统工作可靠性。