放宽静稳定性在空空导弹总体设计中的应用

将主动控制技术引入空空导弹总体设计中 ,研究了空空导弹放宽静稳定性设计问题。讨论了放宽静稳定性设计对导弹性能的改善 ,最后给出了静不稳定弹体的系统稳定性判定条件 ,并着重讨论了静不稳定弹体的人工稳定问题。

空空导弹电气系统安全性设计方法研究

空空导弹是一个复杂的系统,其内部包含多种火工品,保证空空导弹在全寿命周期内的电气安全至关重要。本文给出了空空导弹电气系统保证测试、挂飞以及发射过程安全性的设计方法,重点介绍了导弹发射逻辑时序、物理分离信号采集电路以及点火电路的安全性设计准则。弹上火工品激活必须满足多重联锁条件,点火线路具备多项隔离措施,可以最大程度保证导弹的电气安全性。

空空导弹的发展趋势及其对动力装置的需求

在新的世纪里,空空导弹将主要向远程和双射程两个方向发展。对远程空空导弹来说,冲压发动机几乎将成为其动力装置的唯一选择。本文从论述空空导弹的发展趋势入手,重点阐述了远程空空导弹对推进系统的特殊需求,对几种体制的冲压发动机作了详尽的分析和比较研究。本文认为:非壅塞式固体火箭冲压发动机和流量可调式固体火箭冲压发动机对于未来的远程空空导弹来说是较有前途的选择。非壅塞式固体火箭冲压发动机技术简单,但性能略显不足;而流量可调式固体火箭冲压发动机虽然技术略微复杂,但性能优良,适应导弹全高度和超低空作战,是极具发展前景的远程空空导弹动力装置。

空空导弹仿真系统的设计

介绍了空空导弹仿真系统的功能,硬件和软件的设计。针对系统设计中遇到的关键技术问题,给出了解决方法。该导弹仿真系统成功应用于研制中,为该型导弹的相关试验提供了可靠的保障、减少了武器系统的试验风险、降低了武器系统的试验成本、加快了型号研制进度。

基于BP神经网络的导弹故障自动诊断研究

精确制导空空导弹是一个复杂系统,及时、准确的识别和诊断导弹故障是化解风险的重要措施。由于导弹故障模式复杂,对其故障进行识别和诊断的难度很大。文中以某型空空导弹测试问题为例,提出一种基于BP神经网络算法的导弹故障自动识别与诊断技术。通过对导弹测试数据的采集和整理形成数据样本,利用神经网络系统的学习和判断能力自动识别及诊断导弹故障,并使用Matlab神经网络工具箱进行仿真验证。验证结果证明,该技术能够快速、准确的识别和诊断导弹故障。

基于逆误差补偿的非线性导弹控制器设计

提出了一种基于动态逆在线误差补偿的非线性导弹动态逆控制设计方案。首先运用动态逆的双阶段设计方法设计了导弹的逆控制器,第一阶段采用动态逆方法设计快回路控制器实现对滚转、偏航和俯仰三个通道角速度的跟踪;第二阶段实现慢回路对滚转角、侧滑角和迎角的跟踪;然后,设计了具有补偿信息,并用于在线补偿动态逆误差的控制方案,并将其应用于导弹控制系统的设计中以增强其鲁棒性。通过仿真分析,验证了该方法的有效性。

基于多模型的飞控系统自适应重构技术研究

针对飞控系统执行器故障引起参数大范围跳变的问题,提出了一种基于多模型的自适应重构控制方法。建立了执行器故障参数模型,根据故障的特征模型设计一系列并行的辨识模型,采用固定模型与自适应模型相结合的方式,依据转换标准选择与当前飞机状态最匹配的辨识模型所对应的控制器。通过对某型飞机侧向控制系统进行仿真,表明在执行器严重受损的情况下,飞机仍能保持良好的性能。

冲压发动机导弹进气道设计的几个问题

进气道的设计对冲压发动机导弹的动力学性能和发动机性能都有着至关重要的影响。在某种意义上说,进气道设计的成败即关系着导弹设计的成败。本文分析了进气道设计中的几个关键问题,虽然这些分析还是定性的,但它对定量的数值计算和风洞试验却是不可缺少的。尤其重要的是:对具有固定进气口和楔体的进气道,其设计必须兼顾导弹全作战包络,即在各种外弹道条件下,避免进气道处于亚临界工作状态,更不能出现“喘振”。

某型导弹虚拟样机验模与仿真

为辅助导弹武器系统的研制,采用虚拟样机技术对某型导弹系统建模并对模型进行验证。介绍某型导弹虚拟样机的总体结构,提出对仿真模型进行校验的方法:把模型校验作为一个过程,采用分级验证,由子模型到程控弹模型,再到制导回路模型,逐步进行校验。对该型导弹虚拟样机进行验模的结果表明:经过校验的模型既能预测弹道的性能,又能对试验中出现的问题进行复现和分析,为后续的导弹系统仿真及性能评估奠定了基础。

导弹飞行试验数据预处理方法

在导弹的挂飞和靶试等飞行试验中,一般涉及载机、目标机/靶机、导弹、地面测量站等多方面的试验主体和试验测量记录单元。试验结束后,为了快速的从各方数据中获得有效的信息、准确的评估试验是否成功等,均需高效的对所有飞行相关的数据进行预处理,以获得有效的、平滑的、时间统一的、融合后的数据。文章首先研究了数据预处理中的数据挖掘、噪声处理、缺失数据处理、时钟统一等关键技术,在噪声处理、缺失数据处理和时钟统一方面结合实际工程经验提出了高效实用的数据预处理技术,最后介绍了某项飞行试验中所开发的数据预处理软件及实现过程。经过软件开发及测试、使用,验证了关键技术使用和处理的正确性、可行性。

某型导弹伸缩翼展开可靠性评估

与固定翼相比,伸缩翼能够有效减少飞机弹仓的空间占用,但由于伸缩翼存在运动机构,其带来的可靠性下降成为不可忽视的问题。为探究新型机构的可靠度,本文从理论方面计算某型伸缩翼展开机构的定位可靠性;采用Adams对伸缩翼展开过程进行仿真,结合Adams/Insight模块计算在考虑摩擦力条件下的卡滞可靠性,并对伸缩翼卡滞失效原因进行分析。结果表明:异物的存在使伸缩翼的定位可靠性显著降低,适当增加上下翼弹簧的预载荷能够有效减小伸缩翼展开机构的卡滞失效,上下翼弹簧在上翼质心产生的附加力矩会降低伸缩翼的卡滞可靠性。

中国民航业发展分析

民用航空是实现国民经济现代化必不可少的基础构架。分析发展民用航空的价值意义、全球民航业整体发展状况、中国民航业整体状况,找到中国民航业的发展形势和问题,提出中国民用航空业改革的目标和举措。

空空导弹越肩发射的虚拟目标比例导引律

在空空导弹越肩发射过程中,导弹只能获得后方目标的角度信息。为了提高越肩发射空空导弹的截获概率,提出了一种实现导引头同时"角度截获"和"距离截获"目标、易于工程实现的导引策略:利用目标角度信息引入一个与红外导引头探测距离相关的虚拟目标,以此虚拟目标将导弹按比例导引律引向真实目标。通过仿真实例分析了导引头探测距离对虚拟目标导引方法的性能影响,证明了该方法的可行性。

简捷型垂直轴风轮试验装置的研发

风能作为可再生能源已得到世界各国的极大重视。风洞试验是研究新型垂直轴风轮气动性能的重要手段,由于专用大型风洞设备占地面积大、费用高等原因,不利于进行新型垂直轴风轮性能的研究。对一种简捷型风洞试验装置进行了研发,确立了开口直流式风洞的总体气动结构,并对其动力段、扩散段、整流段及收缩段的性能进行了设计计算,搭建了风轮试验台。通过对垂直轴三戟风轮性能参数进行试验分析,分析结果表明:这种试验装置可以实现风速在0.5～15.0 m/s范围内的调速,且结构简单、制造方便、成本低,为风轮特性的初步研究提供了一个良好的试验平台。

鸭式导弹舵面后缘后掠角对滚转影响数值研究

鸭式布局导弹的滚转特性是抑制其性能提升的重要约束。采用数值模拟方法对鸭式导弹滚转特性进行研究,分析舵面后缘后掠角对其影响。以三维可压缩雷诺平均N-S方程为主控方程来模拟流场特性,湍流模型采用SST的k-ω二方程,基于气动特性和流场特性分析研究了固定尾翼鸭式气动布局导弹的横滚特性。仿真结果表明,鸭式布局导弹的舵面后缘后掠角对滚转特性有重要的影响。

基于GA的BP神经网络在多目标优化中的应用

针对传统多目标优化的求解方法通常存在目标权值主观性大,优化目标仅为各目标加权和以及在求解过程中各目标优化的不可操作性等问题,文中提出了一种新颖的多目标优化算法,其将改进后的遗传算法与BP神经网络融合,提出了基于遗传算法的BP神经网络融合算法。该算法将遗传算法与BP神经网络算法相结合,充分发挥遗传算法的全局搜索能力优势和BP算法的局部搜索能力特点,使得多目标优化问题得以求解,加快收敛速度,从而提高了收敛精度。

无人机对辐射源定位方法精度分析与控制策略

为了将无人机对辐射源目标的定位精度提高,首先,从全系统的角度建立了以无人机单机运动模式通过测量设备提取相位差变化率的辐射源定位算法模型。其次,通过对该模型的误差分析和数值仿真,证明了大部分定位误差的来源并非是测量设备带来的,而是由无人机系统的控制能力和控制与导航系统的测量精度带来的。特别是无人机机动或受扰动中产生的偏航角速率极大地影响系统的定位精度。最后,用飞行力学的基础理论,分析了减少误差产生的方法,提出了无人机定位中的航线规划与控制的基本方案。经试验证明,施用本方案后,定位的精准概率提高了近30%。

基于伪彩色的感兴趣目标检测方法

若获取的灰度图像中含有较大噪声时,传统Itti算法经常会出现漏检以及错检的情况。为此,提出了基于伪彩色的感兴趣目标检测方法。首先对灰度图像添加相应的彩色信息,生成一幅目标细节较为清晰的伪彩图;其次根据Itti算法进行显著性计算;最后通过模板匹配检测出感兴趣目标。实验结果表明:算法能够达到补偿由于噪声问题引起的显著性目标无法检测的问题。

基于遗传算法的随机脉位多普勒引信波形优化

波形设计的优劣直接影响无线电引信的抗干扰能力。随机脉位多普勒引信发射波形设计涉及诸多参数的选择及优化。将待优化的参数作为输入,以波形的模糊函数为优化目标函数,应用全局最优解搜索算法——遗传算法,对波形参数选择进行计算机优化。并通过对优化结果进行分析,结果表明参数优化后可提高引信的抗干扰能力,且所用算法高效、成熟。

基于非Favre过滤的动力学非线性亚格子模型

采用直接过滤的Navier-Stocks(NS)方程组作为可压缩湍流大涡模拟控制方程组。方程组中因过滤产生的高阶相关项用Taylor级数展开近似表达,并仅保留级数的一阶导数项。因为截断级数产生的误差相当于丢失了模型的部分耗散作用,采用一种动力学非线性亚格子模型来补偿丢失的耗散影响。用模型模拟了超音速湍流平板边界层及绕双椭球高超声速湍流,并将所得结果与经验公式和计算结果进行了对比。对比表明模型可以有效的模拟可压缩湍流流场。