远程火箭弹简易控制方法

通过数值仿真分析了弹道风、质量偏心、推力偏心、初始扰动等各种扰动因素引起远程火箭弹落点技术散布的机理,指出火箭弹落点散布主要来源于主动段,且主动段终点速度矢量的方向散布是造成落点散布的关键.在此基础上,提出了一种简易控制方法.该方法通过稳定火箭弹主动段姿态,减小了火箭弹主动段终点速度矢量的方向散布,抑制了各种扰动因素引起的技术散布,提高了远程火箭弹的射击密集度.该方法具有控制效果好、系统简单、易于实现等一系列优点.

一种姿态控制发动机扩散段流场的数值模拟

采用CFD方法对一类火箭弹姿态控制发动机扩散段流场进行了数值模拟,并对几种典型流场进行了分析。计算中的控制方程使用雷诺平均Navier Stokes方程,湍流模式选用Realiz ablek ε湍流模式,近壁区用二层分区模型处理。通过与试验结果的比较,证明了在较大的主气源压力范围内计算结果合理,其推力计算的精度可满足火箭弹姿控发动机工程计算的要求。

陆军多管火箭武器的发展与思考

论述了陆军多管火箭武器的发展进程,重点介绍其在第二次世界大战以来所走过的增大射程、提高射击密集度和实现制导化3个主要发展阶段。归纳总结了陆军多管火箭武器在发展过程中形成的多联装发射平台、弹体采用旋转体制、大长径比、短时大推力发动机和曲射弹道、静稳定设计等特点,分析上述特点对其制导化发展中带来的优势和挑战,提出陆军多管火管武器未来发展中应重点关注和解决的若干问题:旋转弹捷联惯性导航、动态稳定性理论、弹道规划与控制方法、大推力比长工作时间的先进动力、单线制发射控制技术等。

脉宽调制流体位置控制系统稳定性的研究

在分析自然采样、双沿调制模拟式脉宽调制器的基础上,找出了由其组成的脉宽调制流体位置控制系统的特殊性,提出了系统稳定的必要条件.在由三通气动高速开关阀和差动气缸组成的脉宽调制高压气动位置控制系统上进行了实验研究。

模拟式脉宽调制高速开关阀的静特性

本文研究了由模拟式脉宽调制器控制高速开关阀的静特性。对自然采样双沿调制模拟式脉宽调制器进行了分析,从物理概念和工程应用的角度探讨了阀的开启和关闭时间对其静特性的影响以及对载波频率的制约关系。

电动舵机参数设计研究

对给定频域指标下舵机系统的负载特性进行了分析，讨论了电动舵机系统设计中的关键参数，如：幅频宽、传动装置的减速比对负载特性的影响，得出了一些有关参数设计的结论，通过实例介绍了如何利用本文结论有效地开展电动舵机参数设计工作。

电动液压阀研制

电动液压阀是飞行器液压控制系统中的一种特殊元件。由于其特殊的功能要求和性能要求使其在组成和结构等方面有别于传统的电液开关阀。本文着重讨论了如何根据这些特殊要求来选择合适的先导控制油路方案和主阀、先导阀结构方案，分析了设计中应注意的问题，对试验结果也作了简单介绍。

气动高速开关阀用电磁铁研究

本文针对气动高速开关阀用电磁铁的特殊要求，讨论了提高该类电磁铁开关特性的技术途径及设计方法，建立了具有饱和特性的电磁铁的磁路网络模型，对不同参数的电磁铁进行了仿真和实验研究，实验表明该模型具有较高的精度。

PWM气动高速开关阀描述函数的研究

研究PWM高速开关阀的频率响应特性与其开关特性间的关系,提出了一种方法,据此可以计算在输入正弦信号的周期与载波同期之比为一整数点上PWM高速开关阀的频率响应特性,通过仿真研究得出了该环节的描述函数。

基于章动运动理论的火箭弹锥形运动稳定性分析

基于自旋弹体短周期力矩投影的动力学方程,建立了以弹体摆动章动角和进动角为变量的弹体锥形运动的非线性数学模型,通过引入广义章动角及进动角速率,使难以用解析手段处理的非线性模型转换成可解析的一般模型。根据线性化模型分析了弹体章动及进动运动的相互关系,给出了自旋弹体章动运动稳定性条件。对非线性模型,研究了章进动运动对弹体锥形运动极限环的作用,给出了弹体锥形运动稳定时自旋弹体章动角度及进动角速度应满足的解析关系。

滚转状态下卷弧翼火箭弹气动特性的数值模拟

采用滑移网格技术对卷弧翼火箭弹的滚转特性进行数值模拟,并对模拟所得的马格努斯力与风洞实验数据进行分析比较。误差分析证明了滑移网格技术模拟火箭弹滚转特性的准确性;模拟结果与风洞实验数据对比表明,采用细长体外形效果显著,升阻力系数受滚转特性影响较小,因而在本次模拟的火箭弹滚速下,可不考虑滚转来模拟火箭弹的升力系数和阻力系数,得出火箭弹滚转运动对气动参数的影响。

基于Canny算子的改进的图像边缘检测方法

针对Canny算子的边缘检测算法提出了自己的改进方法,用MTM滤波算法取代Gauss滤波方法,并对算法中的参数选取进行了讨论。实验结果表明,改进的算法有效地提高了边缘检测准确性,极大地降低了计算量,取得较好的效果。

PWM高速开关阀特性分析

运用数字仿真和实验相结合的方法,研究了PWM高速开关阀的开关特性、静特性和谐波特性.对开关阀的开关运动过程进行了理论分析,建立了阀开关特性的数学模型;系统地研究了阀芯位移的静特性,对影响静特性从而影响整个系统性能的脉宽调制频率f_c,阀结构特性参数t_1,t_2,t_3,t_4等进行了讨论;分析了开关阀控制系统输出伴有稳态纹波的机理。

W型地下井发射环境数值模拟与分析

为研究导弹地下井发射环境,采用计算流体力学方法对W型井导弹发射过程的流场进行了数值模拟。通过将仿真数据与理论计算及试验结果进行对比,验证了计算模型和数值方法的准确性。采用动网格技术处理流场计算区域随导弹运动的变化过程。仿真结果表明,在整个发射过程中燃气流具有反射、引射和充分发展3个阶段,造成发射环境参数有较大变化。分析了压力和温度参数的变化规律。该数值算法和仿真结果可推广应用于发射井的设计、优化及改进。

炮射电动无人机总体概念设计方法研究

结合弹载体约束条件,建立了炮射电动无人机的概念设计方法.推导了考虑电池质量约束条件下满足巡航时间下的最大载荷量和满足载荷要求下的最大巡航时间两种设计目标.以直径为155 mm的弹载体为例,提出了4种弹载折叠无人机布局方法并进行了概念设计.比较了4种布局的优缺点,得出该口径的弹载体下的最大理论载荷量和最大理论巡航时间.

GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得。为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法。从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转角的最优估计值。仿真结果和性能分析表明,飞行过程中的随机风和常值风是影响估计精度的主要因素,在各种典型测量水平和飞行条件下估计算法的误差均小于3°.该算法可用于空中粗对准时的滚转角估计。

基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究

为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计。在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显。随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度。

基于脉冲控制的末段弹道修正弹点火相位优化研究

基于传统脉冲发动机点火控制逻辑,从理论上分析了点火相位特性和剩余误差,发现当脉冲发动机数量不足时,存在着较大的剩余误差。提出了一种在脉冲发动机数量不足条件下,以修正后剩余弹道偏差所需脉冲发动机数量最小为目标的点火相位控制优化策略,并采用6自由度弹道仿真验证了方法的有效性。

一类滚转弹的补偿解耦方法

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角;按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩,得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差,对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦,可以获得期望的控制效果.研究表明,引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象,结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.

火箭弹气动学科代理模型构建方法研究

针对火箭弹多学科优化体系中气动学科采用计算流体力学方法计算时间过长的问题,提出了一种综合运用CFD技术、试验设计技术、径向基函数神经网络技术构建火箭弹气动学科代理模型的方法,并对其流程进行了详细分析说明。通过算例分析,证明了该方法的可行性和有效性。该方法在保证一定精度前提下大大降低了火箭弹气动学科的计算周期。