PWPF调节器在空间拦截器侧力控制中的应用 被引量：9

1

作者 周红建 赵拥军 吴瑞林 《系统工程与电子技术》 CSCD 1997年第4期9-12,共4页

本文介绍了PWPF调节器(pulse-width pulse-frequency modulator)的工作原理,分析了它的工作特性,并针对拦截器末制导中侧力控制的变推力的要求,对具有常推力轨控发动机的大气层外小型拦截器,通过PWPF调节器对常推力发动机的工作状态的调... 本文介绍了PWPF调节器(pulse-width pulse-frequency modulator)的工作原理,分析了它的工作特性,并针对拦截器末制导中侧力控制的变推力的要求,对具有常推力轨控发动机的大气层外小型拦截器,通过PWPF调节器对常推力发动机的工作状态的调制,构造出比例导引制导律所要求的“数字变推力”. 展开更多

关键词 电流调节器 末制导 PWPF调节器 拦截器

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大迎角前体涡控制方法综述 被引量：6

2

作者 翟建 张伟伟 王焕玲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期354-367,共14页

大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的... 大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩,在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中,被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等;主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中,涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力,具有一定的工程应用价值。最后,对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。 展开更多

关键词 大迎角 细长体 前体涡控制 侧向力 非对称涡 偏航控制

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头部鼓包对不同截面机身侧力影响研究 被引量：3

3

作者 曾友兵 吕志咏 殷显峰 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期833-838,共6页

飞机或导弹在大迎角下飞行时会形成非对称涡,从而产生很大的侧滑力和偏航力矩。为了寻求消除侧滑力和偏航力矩或利用流动的非对称来提供飞机飞行所需的航向控制能力,研究了机头上放置小鼓包对3种不同截面的机身前体模型的影响。研究过... 飞机或导弹在大迎角下飞行时会形成非对称涡,从而产生很大的侧滑力和偏航力矩。为了寻求消除侧滑力和偏航力矩或利用流动的非对称来提供飞机飞行所需的航向控制能力,研究了机头上放置小鼓包对3种不同截面的机身前体模型的影响。研究过程中采用了风洞测力和水洞流动显示的实验方法。结果表明,在20°～70°的迎角范围内,鼓包对圆锥的影响最大,对椭圆截面模型有一定的影响,对带棱截面模型的影响最小。鼓包越靠近前体头部,对侧力的影响越大。对圆锥柱体模型鼓包只能改变侧力最大值出现的迎角,而对减小最大侧力值作用不明显。对椭圆截面模型,可使最大侧力系数从1.98降到0.53,很大程度上降低了侧力。带棱截面模型对鼓包的大小和位置均不敏感。 展开更多

关键词 鼓包 不同截面 非对称涡 侧力 航向控制

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非零侧滑角大迎角细长体侧向力控制规律实验研究 被引量：3

4

作者 周欲晓 顾蕴松 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第3期383-387,共5页

通过风洞实验方法研究了非零侧滑角状态下,大迎角细长体模型的侧向力和偏航力矩变化规律。并且应用主动流动控制技术,对非零侧滑角模型的侧向力和偏航力矩加以控制,研究其有效控制的侧滑角范围和控制规律。研究结果表明:在迎角α=55
... 通过风洞实验方法研究了非零侧滑角状态下,大迎角细长体模型的侧向力和偏航力矩变化规律。并且应用主动流动控制技术,对非零侧滑角模型的侧向力和偏航力矩加以控制,研究其有效控制的侧滑角范围和控制规律。研究结果表明:在迎角α=55°、侧滑角β=-24°^+24°范围内,改变细长体模型头部微扰动摆振片的平衡周向角位置(有效周向角位置在±16°之间变化),模型侧向力和偏航力矩呈线性变化规律。此项力和力矩线性控制技术为飞行器在大迎角高机动飞行发生侧滑时,实现恢复及保持安全姿态飞行,提供一种有效飞行控制新方法。 展开更多

关键词 主动流动控制 非零侧滑 大迎角 细长体 侧向力 控制规律

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垂直发射旋转导弹空中转弯控制技术研究 被引量：2

5

作者 张璐华 廖欣 +2 位作者 姜中昊 葛朓琳 杨永强 《上海航天》 CSCD 2017年第S1期123-129,共7页

对垂直发射舰载末端防御旋转导弹的空中转弯控制技术进行了研究。采用侧向力控制,结合脉冲发动机与弹体高速旋转特性设计了一种转弯控制方式,利用弹体旋转调整脉冲发动机喷射方向,实现导弹在特定方向的快速低头,降低俯仰角,并依靠反方... 对垂直发射舰载末端防御旋转导弹的空中转弯控制技术进行了研究。采用侧向力控制,结合脉冲发动机与弹体高速旋转特性设计了一种转弯控制方式,利用弹体旋转调整脉冲发动机喷射方向,实现导弹在特定方向的快速低头,降低俯仰角,并依靠反方向回喷抑制俯仰角速度,使导弹快速稳定。通过调节控制参数(脉冲发动机数量)可控制导弹转弯结束后的俯仰到位角,有效打击不同态势的来袭目标,脉冲发动机数量越多,控制参数的取值范围就越大;可用俯仰到位角越多,到位角精度越高。基于RAM Block 2导弹进行近界弹道仿真,结果表明:采用提出的转弯控制方式,导弹的转弯速度快,能保证近界和低空作战性能,在工程中有较好的应用前景。 展开更多

关键词 末端防御 旋转导弹 垂直发射 空中转弯 脉冲发动机 侧向力控制 发动机布局 近界弹道

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全机模型大迎角侧向力控制的实验研究 被引量：1

6

作者 顾蕴松 明晓 张召明 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第B12期102-106,共5页

研究和验证了在风洞模型试验雷诺数为70万情况下，在大迎角细长旋成体头部安置非定常小扰动激励器来控制非对称流动从而控制侧向力的技术。利用大迎角细长旋成体非对称流动的主动流动控制技术，在DBM-1全机模型大迎角状态下，以很小的... 研究和验证了在风洞模型试验雷诺数为70万情况下，在大迎角细长旋成体头部安置非定常小扰动激励器来控制非对称流动从而控制侧向力的技术。利用大迎角细长旋成体非对称流动的主动流动控制技术，在DBM-1全机模型大迎角状态下，以很小的能量输入为代价得到了可控的侧向力和偏航力矩。 展开更多

关键词 全机模型 大迎角 侧向力控制 主动流动控制

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涡流发生器对细长体侧向力的控制研究 被引量：1

7

作者 翟建 张伟伟 +2 位作者 高传强 张艳华 叶正寅 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2014年第2期308-312,共5页

细长体在大攻角情况下会出现很大的侧向力.在10°半顶角细长旋成体头部安置涡流发生器(微型三角翼),通过调节涡流发生器相对模型轴线的滚转安装角,实现了对大迎角状态下旋成体侧向力的近似比例控制.研究了涡流发生器半展长、后掠角... 细长体在大攻角情况下会出现很大的侧向力.在10°半顶角细长旋成体头部安置涡流发生器(微型三角翼),通过调节涡流发生器相对模型轴线的滚转安装角,实现了对大迎角状态下旋成体侧向力的近似比例控制.研究了涡流发生器半展长、后掠角和攻角等参数对侧向力控制效果的影响.研究发现半展长为6mm、后掠角为45°的涡流发生器具有较好的控制效果,在一系列攻角下均能够实现侧向力的近似比例控制.由于该机构非常简单,在工程中具有一定的应用前景. 展开更多

关键词 涡流发生器 旋成体 大迎角 侧向力 比例控制

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逆系统方法在飞行器直接侧力控制中的应用 被引量：1

8

作者 陈检根 杨军 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期152-155,共4页

根据逆系统的多输入多输出控制理论 ,包括多输入多输出系统逆的算法、反馈线性化控制律设计、状态可解耦条件 ,设计某飞行器直接侧力控制系统。计算机仿真表明 ,逆系统方法解耦能精确地实现运动模式 ,为解决直接侧力控制问题提供一种新... 根据逆系统的多输入多输出控制理论 ,包括多输入多输出系统逆的算法、反馈线性化控制律设计、状态可解耦条件 ,设计某飞行器直接侧力控制系统。计算机仿真表明 ,逆系统方法解耦能精确地实现运动模式 ,为解决直接侧力控制问题提供一种新的技术途径。 展开更多

关键词 逆系统方法 解耦 直接侧力控制 飞行器

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综合直接侧力控制着舰 被引量：1

9

作者 汪节 韩维 +1 位作者 尹大伟 苏析超 《电光与控制》 CSCD 北大核心 2024年第2期77-82,共6页

提出了一种新的着舰控制方法,即综合直接侧力控制着舰。首次将直接侧力应用到着舰研究上,并将美军MAGIC CARPET着舰控制的纵向控制理念拓展到侧向控制上,对侧向直接力舵面和侧向常规舵面进行综合控制设计,实现侧向三通道解耦。在直接侧... 提出了一种新的着舰控制方法,即综合直接侧力控制着舰。首次将直接侧力应用到着舰研究上,并将美军MAGIC CARPET着舰控制的纵向控制理念拓展到侧向控制上,对侧向直接力舵面和侧向常规舵面进行综合控制设计,实现侧向三通道解耦。在直接侧力通道上设计了横向轨迹增量控制,让横向杆位移直接正比于横向对中漂移速率。对HUD显示符号进行改进,使飞行员更直观地观察着舰态势。设计着舰飞行模拟环境,实时模拟飞行员操纵。模拟结果显示:飞行员能如MAGIC CARPET纵向控制一样,以“一杆操纵”策略很简便地完成对中修正,同时能很好地跟踪侧向甲板运动和抵抗侧风干扰,且整个过程航向角和滚转角基本不变。相对于常规着舰,该方法大大降低了飞行员操纵负担,且提高了着舰性能。 展开更多

关键词 直接侧力 魔毯 着舰 横向轨迹增量控制 解耦控制

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基于鲁棒特征结构配置的无人机直接侧力控制 被引量：2

10

作者 潘常春 陈欣 《飞行力学》 CSCD 2004年第3期84-87,91,共5页

应用特征结构配置,提出了一种新的无人机直接侧力模态控制系统设计方法——基于输出反馈的鲁棒特征结构配置最优化方法。实现了飞行器侧向运动模态之间的解耦,设计了无人机直接侧力控制律。为了证明该方法的有效性,最后根据研究结果给... 应用特征结构配置,提出了一种新的无人机直接侧力模态控制系统设计方法——基于输出反馈的鲁棒特征结构配置最优化方法。实现了飞行器侧向运动模态之间的解耦,设计了无人机直接侧力控制律。为了证明该方法的有效性,最后根据研究结果给出了一个直接侧力控制的设计实例,仿真表明其结果是令人满意的。 展开更多

关键词 飞行器控制 直接侧力控制 特征结构配置 输出解耦 鲁棒控制

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飞机直接侧力控制律设计 被引量：3

11

作者 王建培 王忠俊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期33-41,共9页

采用直接侧力控制可消除常规飞机在航迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式,这对横航向运动优点更为突出。文中首先对飞机直接侧力控制的三种基本运动模式进行了分析。然后简述了用特征结构配置和模型跟踪技术计算反馈和前馈增益以... 采用直接侧力控制可消除常规飞机在航迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式,这对横航向运动优点更为突出。文中首先对飞机直接侧力控制的三种基本运动模式进行了分析。然后简述了用特征结构配置和模型跟踪技术计算反馈和前馈增益以设计输出解耦控制系统的主要步骤。最后以CitattonⅡ型飞机为算例,设计了其直接侧力控制律。计算结果是令人满意的,说明所采用的原理和方法对直接侧力控制律的设计是行之有效的。 展开更多

关键词 直接侧力控制 模型跟踪 输出解耦

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反辐射飞行器的制导系统研究 被引量：1

12

作者 张怡 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期198-202,共5页

介绍了反辐射飞行器的特点 ,制导系统的组成。该系统采用某型飞机的气动参数和实际飞行数据 ,分析计算了直接侧力控制的数学模型 ,并归纳出直接侧力控制系统的解耦问题。采用追踪法对飞行器的制导规律进行了研究 ,给出仿真结果。采用该... 介绍了反辐射飞行器的特点 ,制导系统的组成。该系统采用某型飞机的气动参数和实际飞行数据 ,分析计算了直接侧力控制的数学模型 ,并归纳出直接侧力控制系统的解耦问题。采用追踪法对飞行器的制导规律进行了研究 ,给出仿真结果。采用该系统的优点是响应时间短 ,命中精度高 ,抗风干扰性强 。 展开更多

关键词 反辐射飞行器 追踪法 制导系统

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直接力控制在垂直攻击型武器上的应用

13

作者 朱战霞 王建培 《航天控制》 CSCD 北大核心 2003年第2期39-44,共6页

介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行... 介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行末制导段的仿真验证 ,结果证实了理论分析的结论 ,即直接侧力控制是最佳方案 ,为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。 展开更多

关键词 直接侧力控制 垂直攻击型武器 末制导段 仿真 反辐射武器 制导控制系统 防空武器

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H_∞控制与逆系统在无人机直接侧力控制中的应用

14

作者 陈欣 潘常春 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期33-36,共4页

无人机直接侧力控制的关键是实现无人机运动参数的解耦。逆系统方法是一种很好的解耦方法,但其对模型的要求比较高。为了解决这一问题,本文设计一种H∞控制与逆系统的集成控制结构,对系统的输出解耦控制和鲁棒性分别进行分析,解决了传... 无人机直接侧力控制的关键是实现无人机运动参数的解耦。逆系统方法是一种很好的解耦方法,但其对模型的要求比较高。为了解决这一问题,本文设计一种H∞控制与逆系统的集成控制结构,对系统的输出解耦控制和鲁棒性分别进行分析,解决了传统的控制结构框架下系统控制精度和鲁棒性不能兼容的矛盾。最后,通过对某型无人机的直接侧力控制仿真验证了这种新型控制器的有效性。 展开更多

关键词 逆系统控制 H∞控制 飞行控制 直接侧力控制 鲁棒控制

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垂直攻击型武器末制导系统设计与分析 被引量：3

15

作者 朱战霞 李春科 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2005年第3期56-59,共4页

介绍了垂直攻击型武器末制导段的特点,分析了其制导控制系统的特殊要求。针对常规控制方案的不足,提出侧力板控制方案,推导出一种考虑速度变化的变系数比例导引律,并结合某型号飞行器进行了仿真。结果证明,侧力板控制与变系数导引律明... 介绍了垂直攻击型武器末制导段的特点,分析了其制导控制系统的特殊要求。针对常规控制方案的不足,提出侧力板控制方案,推导出一种考虑速度变化的变系数比例导引律,并结合某型号飞行器进行了仿真。结果证明,侧力板控制与变系数导引律明显优于常规控制和常系数比例导引律,完全可以满足垂直攻击型武器在末制导段的要求,该项研究为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。 展开更多

关键词 垂直攻击型 末制导 侧力板控制 变系数导引律

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旋成体大迎角侧向力的控制方法计算研究 被引量：1

16

作者 于昆龙 叶正寅 张陈安 《航空计算技术》 2010年第5期1-4,共4页

提出了运用充气气囊控制旋成体大迎角非对称分离涡的思路,并通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的流场,得到了充气气囊形状对旋成体侧向力的影响规律,计算结果表明充气气囊完全可以形成期望的流动干扰,为... 提出了运用充气气囊控制旋成体大迎角非对称分离涡的思路,并通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的流场,得到了充气气囊形状对旋成体侧向力的影响规律,计算结果表明充气气囊完全可以形成期望的流动干扰,为飞行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。 展开更多

关键词 分离涡 大迎角 侧向力控制

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大迎角侧向力控制的一种新方法探索研究 被引量：1

17

作者 于昆龙 张陈安 叶正寅 《航空工程进展》 2010年第3期219-224,共6页

本文提出了运用充气气囊控制飞机头部大迎角分离涡的思路,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的飞机大迎角流场。计算结果表明,通过飞机头部增设充气气囊,可以改变飞机大迎角分离涡的强度和空间涡轨迹,其... 本文提出了运用充气气囊控制飞机头部大迎角分离涡的思路,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用下的飞机大迎角流场。计算结果表明,通过飞机头部增设充气气囊,可以改变飞机大迎角分离涡的强度和空间涡轨迹,其意义在于一方面可以通过充气气囊获得希望的某个方向侧向力;另一方面通过充气气囊的变化,可以实现对侧向力大小的控制。这种充气气囊控制分离涡的技术思路具有成本低、不破环飞机外形和实现方便的优点,为飞行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。 展开更多

关键词 分离涡 大迎角 侧向力控制 充气气囊

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