摘要：针对地球静止轨道(GEO)卫星490 N发动机推力矢量在卫星转移轨道无法通过卫星质心,对卫星姿态产生干扰,进而引发卫星推进剂的多余消耗,使得卫星在轨寿命减少的问题,文章提出了一种490 N发动机高精度推力矢量保证方法,分析了影响高精度推力矢量的各种因素,并从力学安装环境、低变形支架和地面安装调整3个方面进行了设计保证,经风云四号(FY-4)卫星工程研制和飞行验证,转移轨道段推进剂消耗量小于设计值,结果表明:该保证方法可行有效,可为后续GEO卫星的总体设计和研制提供参考。

摘要：针对环喉固体塞式喷管发动机的结构特点,提出了基于燃气舵偏转实现推力矢量控制的方案,基于Fluent仿真计算,提出了塞式喷管轴向推力计算方法,研究了不同燃气舵设计与工作因素下燃气舵对塞式喷管推力矢量性能的影响。结果表明:后移燃气舵轴向位置可增强舵面对燃气的扰流作用,从而提高推力矢量角和侧向力,但存在约1.12%的推力损失;增加燃气舵偏转角使矢量角变化显著,燃气舵偏转从0°~20°可造成矢量角变化为5.46°,推力损失最高可达3.24%;塞式喷管工作高度显著影响矢量性能,超过一定高度后燃气淹没舵面,舵面扰流作用减弱,推力矢量角较地面环境显著下降。为了获得最佳的塞式喷管燃气舵推力矢量控制方案,需综合考虑设计指标、工作条件和结构尺寸约束,对燃气舵参数进行精细调整和优化。

摘要：以某无人机为背景,主要研究大机动时带推力矢量的综合飞行/推进控制系统的设计方法。应用非线性动态逆方法,根据无人机本身具有明显不同时间尺度差异的动力学特性,结合奇异摄动理论将控制变量按照响应快慢分为4个回路进行了控制器的设计与仿真;设计推力矢量控制和气动控制相结合的控制器,实现飞行和推力矢量的控制综合;将无人机的任务转化为对飞行控制的限制条件,对所设计的控制系统进行了数字仿真,结果表明所设计的控制器能够满足飞机做大机动时的控制要求。

摘要：针对常规旋翼飞行器飞行速度小和加速飞行时不能保持机体水平姿态等问题,提出了一种具有全向推力矢量的六旋翼无人机设计方案;分析了推力矢量六旋翼在可倾转旋翼结构倾转不同角度时的飞行模式;建立了推力矢量六旋翼的动力学模型,并针对动力学模型设计了PID控制器;最后对动力学模型进行数值仿真验证。结果表明,所设计的推力矢量六旋翼能够悬停,且可以在定速飞行中保持飞行器的水平姿态。

摘要：介绍了关于发动机推力矢量的测试系统,阐述了利用传感器进行发动机推力矢量的测试。利用设计的压电式测力平台和其相应的测试软件以及测试系统,用反求法求得空间力矢量大小、推力矢量的推力偏移量、推力偏斜角。通过试验结果表明:此方案是可行的。

摘要：针对倾转三旋翼无人机纵向姿态控制问题开展研究,结合倾转三旋翼无人机构型的特殊性,提出了一种基于推力矢量控制的纵向姿态控制策略,同时基于新型的推力矢量控制方法设计了更高效的倾转三旋翼无人机操纵机制;采用牛顿-欧拉法对倾转三旋翼无人机进行动力学建模分析,通过对机翼采取分段分析的方法,设计了旋翼/机翼下洗载荷模型,并进行了仿真和实地飞行试验。试验结果表明,所提出的纵向姿态控制策略,能有效提高无人机飞行效率,具有更强的速度响应能力,提高了飞行过程中的可靠性和安全性。

摘要：大多采用空化器和尾舵相结合的方式对超空泡导弹进行控制研究,但尾舵会有自身空化等不足,从而使尾舵失去控制作用。为了克服尾舵控制这一弊端,提出了利用空化器和推力矢量实现对超空泡导弹的运动控制方案。对超空泡导弹的非线性数学模型进行了线性化处理,得到了系统定深航行的状态空间模型。基于最优控制理论的LQR方法设计了系统的控制器并进行了仿真,与应用鲁棒极点配置算法仿真结果相比较,LQR控制算法具有更佳的可控品质;在考虑噪声干扰情况下,应用LQG随机最优控制理论设计了系统的控制器,从仿真结果来看系统的动态性能依然良好,LQG控制器具有较强的鲁棒性,且实弹发射实验结果与仿真曲线变化趋势一致,只是在具体量值上有小的偏差。

摘要：针对带推力矢量飞机大迎角机动飞行控制问题,文中主要研究推力矢量与气动舵面融合控制策略问题。结合串级链式推力矢量控制分配和Anti-Windup抗饱和控制结构,提出了一种基于Anti-Windui回馈推力矢量飞行控制系统设计结构,该控制策略合理分配操纵面的偏转指令,实现推力矢量和气动舵面的协调偏转。仿真结果表明,采用Anti-Windup抗饱和控制结构的推力矢量/气动舵面控制融合结构,对完成飞机在纵向平面内的过失速机动动作,有更好的控制效果。

摘要：麦道公司领导的JAST研究组已选定“缩小尾翼”的设计,这种设计采用了可提高飞机性能(特别是在通常的偏离飞行范围)的主发动机喷管推力矢量技术。麦道/罗斯诺普·格鲁门/英国宇航公司研究组对主发动机喷管推力矢量技术是乐观的,他们认为这项技术很成熟,完全可用到JAST飞机上。据麦道公司的工程技术人员说,推力矢量将提高飞机的效能、使用灵活性和生存力。

摘要：带推力矢量飞机的重构飞行控制系统是由带推力矢量的基本飞行控制系统和重构控制系统两部分组成的。前者是加装推力矢量飞机控制的关键 ;后者是当飞机舵面或作动器发生故障后 ,利用矢量喷管进行飞控系统重构 ,可以使推力矢量再次发挥作用。以加装推力矢量喷管的飞机为研究对象 ,阐述了上述两种控制系统的详细设计方法 ,此法带有一定的普遍性 ,为进一步展开这方面的研究提供了参考。