- 刘选民;田福礼;俞志刚;
为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。
2007年03期 No.97 1-4页 [查看摘要][在线阅读][下载 689K] [下载次数：200 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：4 ] |[阅读次数：323 ] - 乐挺;王立新;
分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。
2007年03期 No.97 5-8页 [查看摘要][在线阅读][下载 545K] [下载次数：580 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：17 ] |[阅读次数：252 ] - 李珂;
根据影响螺旋桨式长航时无人机和喷气式长航时无人机续航性能的不同因素,分析了机翼面积(翼载)、展弦比、尖削比、后掠角等参数以及翼型对这两种长航时无人机续航性能的影响,所得结论可为长航时无人机的设计提供参考。
2007年03期 No.97 9-11+16页 [查看摘要][在线阅读][下载 419K] [下载次数：1250 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：26 ] |[阅读次数：338 ] - 唐勇;杨伟;杨朝旭;
提出了一种采用新型抑制函数的地形跟随控制技术,并以某电传操纵飞机为例,设计了航迹倾角(γ)控制律,同时通过地形跟随六自由度仿真计算,比较了不同抑制函数对地形跟随性能的影响。仿真结果表明,采用该新型抑制函数后,飞机的地形跟随飞行性能得到了大大提高。
2007年03期 No.97 12-16页 [查看摘要][在线阅读][下载 1270K] [下载次数：149 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：332 ] - 王海涛;高金源;夏洁;
将主动容错控制与被动容错控制相结合,提出了一种综合容错飞行控制系统的设计方法。首先利用基于凸优化的线性二次型控制器构造可靠控制系统,然后通过故障检测滤波器对执行机构进行故障检测分离,并使用伪逆法重构控制律。仿真结果表明,该方法提高了飞行控制系统的可靠性。
2007年03期 No.97 17-20页 [查看摘要][在线阅读][下载 571K] [下载次数：349 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：12 ] |[阅读次数：298 ] - 杨昊;程谋森;
针对环聚焦的Myrabo构型激光推进飞行器在大气中飞行现象,建立了激光推力器冲量模型,给出了光船飞行六自由度动力学模型。设计算法解决了脉冲力作用下,光船动力学方程的解算精度与效率折中问题;仿真分析了激光脉冲频率、脉冲能量和升力线斜率大小对光船运动稳定性影响。结果表明:在垂直方向,光船上升速度呈锯齿状,且存在脉冲频率下限;在侧向,激光脉冲频率越高,回复速度越快,回复曲线也越光滑,升力线斜率的增加能够使光船以更短的时间趋于稳定。
2007年03期 No.97 21-25页 [查看摘要][在线阅读][下载 745K] [下载次数：79 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：0 ] |[阅读次数：243 ] - 姜欢;刘彦;邢晓岚;陈万春;
越肩发射是空空导弹攻击后半球目标,实现全向攻击的新型攻击方式。采用程序转弯和空间比例导引复合制导以实现导弹越肩发射,并设计了相应的简单自动驾驶仪,分析了攻击区影响因素以及攻击区搜索算法,最后计算出了空空导弹的全向攻击区,验证了制导方法的正确性。
2007年03期 No.97 26-29+33页 [查看摘要][在线阅读][下载 1048K] [下载次数：412 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：9 ] |[阅读次数：351 ] - 马先龙;周军;
简要介绍了末端能量管理的研究情况,然后对末端能量管理段进行轨迹规划。在轨迹规划的基础上,设计基于滑模变结构控制的制导律,对轨迹进行跟踪,对能量进行管理。仿真结果表明,滑模变结构控制在末端能量管理制导中合理、有效,具有很强的鲁棒性。
2007年03期 No.97 30-33页 [查看摘要][在线阅读][下载 545K] [下载次数：220 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：5 ] |[阅读次数：253 ] - 汤一华;陈士橹;万自明;
针对大气层外拦截中段采用耗尽关机固体燃料发动机的情况,设计了基于零控脱靶量的鲁棒中制导律。推导了系统状态转移矩阵,通过数值方法求解得到考虑地球扁率J2摄动项的拦截器零控脱靶状态,在此基础上将推力分解到视线方向和垂直视线方向,并根据垂直视线方向需要速度增量大小设计了推力分配比例系数,使得推力方向平稳变化且能快速减小系统的零控脱靶量。仿真表明,所设计的中制导律简单、可靠,便于工程实现,能有效提高拦截精度,并对发动机工作参数具有较强的鲁棒性。
2007年03期 No.97 34-37页 [查看摘要][在线阅读][下载 467K] [下载次数：501 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：14 ] |[阅读次数：352 ] - 冯志刚;杨希祥;
针对传统比例导引法攻击机动目标的不足,建立了三维空间中反舰导弹和目标的相对运动模型,在研究反舰导弹攻击非机动目标的最优制导律基础上,利用俯仰和偏航两个平面相叠加的方法,结合滑模控制理论设计了工程上易于实现的三维模型下的反舰导弹最优滑模制导律。仿真结果表明,给出的导引律在攻击机动目标时制导精度高、脱靶量小,导引控制过程具有良好的动态性,性能明显优于传统的比例导引律。
2007年03期 No.97 38-41页 [查看摘要][在线阅读][下载 765K] [下载次数：217 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：328 ] - 郑伟;钱山;汤国建;
主动段扰动引力是引起弹道导弹制导方法误差的主要因素。因此,要提高导弹的制导精度,就必须能够在弹上实时计算扰动引力。但现有方法在计算快速性和存储量之间无法得到有效协调。为此,把广义延拓逼近思想引入有限元逼近方法中,将插值单元周围节点的信息也包含到单元内一点扰动引力的计算当中,建立了一种新的数学模型。对所选发射空域,在发射坐标系中进行了直角坐标划分。计算结果表明,这种方法能够更加精确地逼近弹道导弹主动段的扰动引力,在600 km×250 km×6 km的主动段飞行区域内,只需要保存60个节点数据,就能使由逼近误差导致的落点偏差小于10 m,是一般有限元逼近方法精度的4倍以上。
2007年03期 No.97 42-44+48页 [查看摘要][在线阅读][下载 460K] [下载次数：185 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：22 ] |[阅读次数：300 ] - 张洪波;郑伟;汤国建;
天基对地打击武器是一种新的战略威慑力量,与地基发射的武器相比具有自己独特的优势。首先通过对天基武器作战过程的分析,得出在轨机动是实现天基快速对地打击的关键的结论;而后建立了天基平台的轨道面机动与相位机动的数学模型。在上述研究的基础上,通过数学仿真分析了轨道机动对打击时间的影响,得到了一些有用的基本结论。
2007年03期 No.97 45-48页 [查看摘要][在线阅读][下载 1023K] [下载次数：450 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：4 ] |[阅读次数：284 ] - 雍恩米;陈磊;唐国金;
研究了助推-滑翔式弹道中段的近似解。首先根据不同假设条件,给出以下四种情况的近似解:(1)自由飞行段的解;(2)只考虑气动力常迎角飞行段的近似解;(3)考虑引力和气动力的合成解;(4)平衡滑翔解。再由上述近似解合成助推-滑翔弹道中段的分段近似解。通过与数值解的对比,验证了近似解的合理性。研究结果可为新型助推-滑翔式飞行器在方案论证阶段时的弹道特性分析以及射程、峰值热流和过载等特征参数的估算提供依据。
2007年03期 No.97 49-52+57页 [查看摘要][在线阅读][下载 586K] [下载次数：371 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：8 ] |[阅读次数：257 ] - 梁新刚;杨涤;
以国外目前正在研制中的变比冲磁等离子体火箭发动机(VASIMR)为背景,研究了变比冲发动机作用下的同平面燃料最优轨道转移。推力方向角和比冲为控制变量,发动机总功率为常值,发动机可多次开关机。采用经典最优控制理论,运用庞德里亚金最小值原理将问题转化为两点边值问题,并通过非线性规划算法求解,得到了受精确开关函数控制的最优比冲时间历程。给出的VASIMR发动机应用算例结果表明,采用VA-SIMR发动机有益于提高航天器有效载荷所占比例。
2007年03期 No.97 53-57页 [查看摘要][在线阅读][下载 639K] [下载次数：175 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：2 ] |[阅读次数：242 ] - 陈敬志;杨一栋;
基于阻力与能量关系的优化剖面,以该再入剖面作为基准轨迹,给出了跟踪这一基准轨迹的空间飞行器再入制导律与控制律,将基准轨迹转化为相应的迎角剖面和滚转角剖面,设计了相应的结构配置。仿真结果表明,基于阻力与能量关系剖面设计的制导律满足了各项约束条件,并能成功地控制飞行器到达所要求的位置。
2007年03期 No.97 58-61页 [查看摘要][在线阅读][下载 868K] [下载次数：311 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：11 ] |[阅读次数：303 ] - 王鹏基;张熇;曲广吉;
对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究。建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式。同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响。对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性。
2007年03期 No.97 62-66页 [查看摘要][在线阅读][下载 900K] [下载次数：895 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：9 ] |[阅读次数：327 ]