摘要：为解决超声速巡航导弹速度控制系统存在的参数时变、不确定干扰问题,设计了一种反演鲁棒控制律。在巡航导弹的动力学模型中考虑固体冲压发动机的工作特性,分析并建立了超声速巡航导弹速度控制系统数学模型;采用反演算法推导了虚拟期望推力值,并基于Lyapunov理论设计了具有鲁棒性能的速度控制律。以某超声速巡航导弹为例,设计反演鲁棒控制律,并与传统PID控制进行对比分析,仿真结果表明,速度控制系统能够快速、准确地跟踪速度指令且具有较强的鲁棒性。

摘要：研究了战术导弹在穿越离散突风区域时弹体的动力学响应鲁棒控制,给出了导弹在穿越突风区时的运动方程、导弹结构动力学模型、"1-cos"突风模型和控制模型,其中不仅考虑了弹体在突风区的刚体运动,而且考虑了弹体位置及空气舵位置的结构动力学响应引起的附加攻角,突风对空气舵的滞后影响效果,以及空气舵控制舵偏引起的控制力等。通过算例研究了导弹在穿越突风过程中使用空气舵对弹体的结构动力学响应进行控制,及弹体H∞控制方法,设计了最优控制器。研究发现,施加控制后的弹体结构动力学响应明显衰减。

摘要：末制导的首要任务是实现最小的脱靶量。在现代制导律设计中,碰撞角、碰撞时间和碰撞速度等终端约束对于末制导任务也非常重要。本文重点针对不同终端约束条件对末制导律的研究现状进行综述,并探讨了现有方法的优势及不足之处,以期为末制导律设计及其相关问题研究提供参考。

摘要：为了保证多体分离的安全、可靠,对多体分离边界干涉及相应的分离碰撞检测方法进行研究,给出一种基于危险截面特征点的分离碰撞检测方法。针对典型串、并联式分离体的碰撞形式,利用危险截面特征点方法分析确定碰撞检测时各类分离体上的危险体元素,进而分析确定分离过程中危险体元素间的最短距离。以某新型飞行器串联外切式分离为例对该方法进行验证,并与工程上常用的质心检测方法进行对比分析,结果表明该方法可有效改善分离碰撞检测精度,可为修正多体相对运动、选择连接分离装置以及相关结构布局设计等提供依据。

摘要：针对目前机载飞行器上广泛采用的固定式吊耳凸起高度高、气动阻力大的问题,设计了一种新型的翻倒式吊耳,确定了承载结构和翻倒机构的组合结构形式。提出了"吊耳——三支耳"式承载结构,采用基于ABAQUS的有限元分析得到其承受设计载荷时各部位的应力水平;提出了弹簧式翻倒机构,采用基于ADAMS的动力学分析得到其在气动阻力作用下的翻倒时间。最后通过静力试验及翻倒试验,验证了翻倒式吊耳设计与分析的正确性,得出其各项性能满足指标要求的结论。

摘要：对传动间隙、刚度、摩擦力矩等非线性因素对伺服机构的影响进行了说明,以飞行器电液伺服控制系统为研究对象,基于LMS *** AMESim一维多领域系统仿真集成平台建立了仿真模型,有针对性地对传动间隙、摩擦力、机构刚度这些非线性因素对系统性能的影响进行仿真分析,所得结论为飞行器电液伺服控制系统的优化设计和性能预测提供了理论支持。

摘要：针对一类吸气式飞行器发动机工作时只有单边攻角特性的对象特点,提出一种下压段制导律设计方法。该方法采用BTT-180制导模式,同时在飞行器滚动过程中引入模糊控制,根据起控点的滚动角和滚动角速度优化滚动时间,提高滚动过程的平稳性。最后进行下压段制导律仿真分析,仿真结果表明该方法的正确性和可行性。同时该方法算法简单、自适应性强,具有较高的工程化应用价值。

摘要：目的研究位移、速度和加速度谱之间的转换关系,给出三者功率谱密度之间的转换公式,进而用于导弹运输振动环境的设计。同时,研究加速度信号转换为振动位移的方法,并应用于导弹舱内单机设备安全间隙的设计。方法利用OMEGA算法,首先将加速度传感器测得的加速度时域信号转换成加速度频域信号,随后将加速度谱转换成位移谱,并计算位移谱中每个谱线对应的幅值、相位和圆频率,最后将各位移分量简单叠加得到振动位移的时间历程。结果采用该方法计算了高速公路上导弹的运输振动位移功率谱,并得到垂向、横向和纵向的峰-峰位移分别为3.32,0.46,2.14 mm。同时,计算了飞行环境下导弹舱内单机设备的振动位移,与所测得位移在幅值上相当,时域曲线形态一致。结论该方法能够很好地应用于导弹振动工程设计。

摘要：空气舵系统传递特性主要受系统间隙、刚度和阻尼影响,而间隙是3个因素中最难以控制的一项。当前研究主要集中在系统间隙对整个传动系统最终结果的影响,未对系统各传动环节传动间隙的影响进行研究,且缺乏基于工程实测数据的建模分析。以飞行器空气舵传动系统为研究对象,基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和各传动环节实际状态,有针对性地对空气舵传动系统各传动环节间隙以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行分析,所得结论为飞行器空气舵传动系统的优化设计和性能预测提供了理论支持。

摘要：设计了带侧窗导引头的动能杀伤器直接力姿态控制方法。根据侧窗坐标系下视线高低角和视线方位角的约束,结合直接力控制特点,设计了高空滚动通道控制策略,用准滑模控制方法设计了俯仰和偏航通道的控制方案,并通过数学仿真验证方法的正确性和可行性。该方法算法简单,自适应性强,具有较高的工程应用价值。