摘要：国内针对倾转旋翼无人机的研究大多为理论分析,工程实现的成果较少。针对某倾转旋翼无人机工程样机,开展垂直起降控制系统的设计与实现。建立该无人机的动力学模型,基于模型设计了垂直起降控制律,并根据控制律的需求设计开发了飞行控制系统硬件和软件。研制了地面试验台架,开展了旋翼系统的气动力测试试验和姿态控制测试试验,验证了所设计控制律和飞行控制系统的正确性。基于该样机开展了飞行试验,结果表明,无人机能够在控制系统的作用下实现垂直起降,起降过程姿态平稳,具有良好的动态特性。

摘要：航空煤油作为先进航空燃气涡轮发动机的冷却介质时,在发动机特定工况下处于接近临界点的亚临界状态或超临界状态,因此,针对喷嘴流道流动及喷射掺混等流体物理规律的研究对于发动机燃烧室设计十分重要。本文围绕跨/超临界条件流体的流动特性及喷射掺混规律进行了文献综述。文献表明,现有跨/超临界条件流体内流道的流动特性研究多局限于小分子、单质流体,流体相变条件取决于入口参数和流道几何特性,流道类型多局限于简单几何流道,而相关研究则多局限于较为狭窄的参数范围。以小分子流体作为研究介质的喷射掺混特性研究表明,跨/超临界条件下的流体喷射掺混效果很大程度上受到流体热力学特性的影响,特别是在改变喷嘴几何构型时,超临界流体射流形态及喷射掺混评价模型与方法尚未获得一致的研究结论。对于跨/超临界条件下大分子碳氢燃料(航空煤油)在收缩喷嘴流道等复杂几何流道中的流动规律以及复杂喷嘴构型喷射掺混特性的研究,尚有待深入开展。一方面,需准确建立航空煤油在超临界条件下的热力学模型,另一方面,需揭示喷射流体界面变形、破碎机理及规律,以先进光学诊断手段捕获流体掺混行为,总结描述掺混特性参数及其变化规律。

摘要：数字试验测试验证(Digital Experiment,Testing,and Validation,D-ETV)是利用“数力”和“智力”更好地了解产品或系统基本属性和性能特征的方法,是实现高质高效研制运维的重要支撑手段。然而,在物理试验测试验证(Physical Experiment,Testing,and Validation,P-ETV)向D-ETV演化的过程中,因缺乏基础共性标准参考,导致不同人员对D-ETV的理解与认识存在差异;因缺乏关键技术标准参考,导致D-ETV实现难;因缺乏通用支撑、安全、行业应用等标准参考,导致D-ETV实施难。针对上述问题,首先从D-ETV有何用、如何用、何处用3个角度对D-ETV标准需求进行分析。在作者团队前期提出的D-ETV通用流程“D”模型及关键技术基础上,进一步建立并完善“析-定-建-测-评-融”D-ETV理论体系。面向航空航天、工程机械、船舶、电子信息、汽车等领域的国家重大需求,与相关研究院所和企业共同尝试探索建立一套D-ETV标准体系,包括基础共性、关键技术、通用支撑、安全和行业应用5类标准。期望相关工作为D-ETV理论研究、标准研制、行业应用提供参考,助力我国试验测试验证向数字化、智能化、服务化方向发展,进而为我国装备高质量发展提供支撑。

摘要：针对吸气式导弹级间分离控制存在模型参数突变和强分离干扰等不确定性问题,提出了一种快速非奇异终端滑模变结构控制方案。采用动态逆方法将分离控制数学模型输入/输出线性化,然后对线性化模型设计了快速非奇异终端滑模控制器,并采用蚁群优化算法对控制器参数进行优化。对正常分离条件和异常分离条件下控制器的性能进行了仿真验证,结果表明二级导弹姿态角和角速度分别在0.5s,1s内收敛至期望状态,同时舵面无抖振现象。

摘要：针对无控火箭弹的内弹道优化问题,以增加射程为目标,在发动机总冲恒定的约束条件下,分别建立了固体火箭发动机单室单推模式和单室双推模式的内弹道数学模型和优化模型,采用改进的混合粒子群优化算法,对固体火箭发动机的内弹道特性进行优化设计,求得了全局最优解。仿真结果表明,提出的混合粒子群优化算法具有较好的全局寻优能力和鲁棒性,是解决固体火箭发动机内弹道优化问题的有效方法;设计的优化策略将某型122 mm无控火箭弹的最远射程提高了3.75%~4.45%,仿真结果对无控火箭弹的总体设计具有一定的理论指导意义。

摘要：针对战术武器舵系统用电设计余量大的问题,提出了一种基于控制数据分析的电动舵系统用电精细化设计方法。该方法首先根据制导和姿控数据对舵系统的负载力矩、角速度、角加速度进行精确分析,然后基于舵系统功率平衡方程和力矩平衡方程对舵系统电流变化精确分析计算;最后基于精确分析的电流变化确定舵系统的正常工作电流和峰值工作电流范围。与传统分析方法相比,额定电流降低了70%,峰值电流降低了33.3%,初步验证了精细化设计方法的有效性。

摘要：以旋转弹的全捷联导引头为研究对象,重点研究了旋转弹的全捷联导引头视线角及视线角速率估计方法。全捷联导引头的结构和传统速率陀螺导引头有较大差别,其测量系统与弹体固联,导引头只能获得弹体坐标系下的测量信息,并且测量信息中耦合有弹体姿态信息,无法直接用于旋转弹的控制制导。根据坐标系之间的转换关系建立了旋转弹惯性视线角的数学模型和视线角解耦模型,从而进一步确立旋转弹惯性视线角估计的数学模型。选用无迹卡尔曼滤波方法(UKF),设计出卡尔曼滤波器,对估计到的含有噪声信息的视线角进行滤波;最后进行数学仿真,验证了视线角估计数学模型的有效性,与扩展卡尔曼滤波方法(EKF)和容积卡尔曼滤波方法(CKF)相比,UKF对于全捷联旋转弹的导引信息估计有更高的精度。

摘要：以期望落角击中目标能增强弹药毁伤目标效能,传统比例导引不能对落角进行控制,因此,提出以带重力补偿的比例导引律为基础,设计了基于变参数滑模调节项和视线偏差比例项组成的落角约束变结构偏置项,构成了比例导引加偏置项形式的末制导律。设计了指数形式视场角约束带通型系数,乘上偏置项约束视场角,并可设置缓冲区限制该系数作用范围,限制偏置项值在允许极限攻角对应极限过载内以约束攻角。通过对比仿真,验证了该末制导律的有效性和鲁棒性,表明了本方法具有更小的落角偏差和末端攻角又不失高制导精度,对剩余时间估计误差容忍性更好,同时保证视场角不超限,有利于导引头持续跟踪目标。

摘要：在攻击状态下导引头无法及时回归零位,导致导引头部件对前级战斗部射流的干扰增大,无法起爆反应装甲。为确保前级战斗部可靠起爆反应装甲,对设计的前级战斗部威力余量和导引头偏转角度对前级威力干扰情况进行分析并实施了前级战斗部垂直静破甲试验和带导引头起爆反应装甲试验。基于试验数据,利用ANSYS/LS-DYNA建立可信的仿真模型,数值模拟得到了试验条件下前级战斗部垂直静破甲侵彻深度。利用已验证的仿真模型数值模拟了导引头不同偏转角度对前级战斗部威力的影响。结果表明,在不同导引头偏转角度干扰情况下,前级射流引爆反应装甲的威力损耗是不同的,在8°~15°时威力损失最大为49.27%;威力损耗高于前级战斗部23.1%的最大威力余量,不能可靠起爆反应装甲,该研究结果可为带红外导引头的破-破型串联战斗部结构设计提供参考。

摘要：针对航天器的姿态控制,提出了一种电磁阀开关量预测控制方法。根据预测控制时间和喷管布局设计电磁阀的点火逻辑,利用喷管的作用力相互抵消,使得控制力矩作用时间可在控制周期内任意调节。通过仿真分析表明,和常规的脉宽调制技术相比,预测控制方法使得电磁阀不受限于最小持续开启时间,能够实现姿态的精确控制。