推力矢量控制

摘要： 本文针对航行体水下喷管摆动推力矢量控制动态过程,建立了流体动力与弹道耦合数值仿真计算模型,采用CFD手段分析了航行体水下运动过程中喷管尾部喷流流场与尾空泡相互作用流场的发展演化过程,获得了航行体摆动喷管推力矢量控制下非定常流场动态特性,为航行体水下运动控制方式的深入论证及应用提供了研究方法和手段支撑.

摘要： 针对电液伺服机构安装到运载火箭后存在非工作状态下承受外力并产生被动运动的现状,分析伺服机构的受力情况并构建内部液体流动回路,研究非工作状态下伺服机构在外力作用时的运动特性.发现伺服阀零位特性以及伺服机构高压回路密封性能是影响伺服机构非工作状态下运动特性的主要因素.在外力作用下发生运动时油缸某一侧往往处于抽真空状态.使用零位特性良好的伺服阀以及高压回路泄漏小的伺服机构,在外力作用下将处于双向不动或单向可动的状况.利用典型产品开展了物理试验,验证了结论的有效性.

摘要： 针对新型火箭发动机喷管刚度低、伺服系统呈半闭环结构导致的伺服系统谐振和快速性之间难以调和的问题,以上面级电动伺服系统为研究对象,对机构参数与系统性能之间的关系进行了仿真研究,提出了一种新的谐振抑制控制方法,引入力矩反馈使伺服机构具有力矩控制能力.仿真结果表明,提出的力矩反馈控制方法具有比陷波算法更优的谐振抑制能力,运算量并未增加,且涉及的参数均可通过测试得到,调试难度有所降低.

摘要： 针对垂直/短距起降(V/STOL)飞机在有限的甲板上实施滑跑起飞以及离舰后快速、稳定爬升的实际需要,对其整个过程进行操控优化以提升短距起飞性能.建立了反映多推力矢量操纵特性的非线性动力学模型,其中包含了地面效应模型和V/STOL飞机特有的喷气诱导效应模型.分别以舰面滑跑距离最短和离舰后增速时间最短为优化指标,给出了舰面滑跑和离舰初期的预置多推力偏转方案.在此基础上,提出了一种线性自抗扰反演(LADRC-Backstepping)控制方法,以实现对爬升角不确定非仿射系统的有效控制,其中设计了一种辅助补偿系统来拟制控制量的饱和,同时保证了爬升角跟踪误差的有界性;直接利用一种高阶LADRC方法设计了俯仰角控制器,确保了V/STOL飞机最终以稳定的姿态爬升.仿真结果表明,所提出的“二次预置多推力偏转角+爬升角控制+俯仰角控制”的分段优化操控策略,能够较好地提升V/STOL飞机的短距起飞性能,对内部不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性,可满足实际飞行任务的需要.

摘要： 因潜射型战术导弹普遍采用扰流片推力矢量控制方案进行出水弹道控制,但该控制方案目前存在无滚转控制力矩的缺陷,约束了导弹部分参数设计和水下机动能力,针对扰流片无法实现滚转控制的缺陷,设计了一种出水控制指令,可不受弹体滚转干扰,保证战术导弹在扰流片控制下按规划的方案机动,顺利完成出水和侧向机动规避。

摘要： 因潜射型战术导弹普遍采用扰流片推力矢量控制方案进行出水弹道控制,但该控制方案目前存在无滚转控制力矩的缺陷,约束了导弹部分参数设计和水下机动能力,针对扰流片无法实现滚转控制的缺陷,设计了一种出水控制指令,可不受弹体滚转干扰,保证战术导弹在扰流片控制下按规划的方案机动,顺利完成出水和侧向机动规避.

摘要： 对基于机电伺服系统作为控制执行机构,采用珠承喷管技术作为固体火箭发动机喷管的推力矢量控制进行了研究分析,给出了固体火箭发动机珠承喷管的负载动力学特性,并基于机电伺服系统对推力矢量控制的整体特性进行了探讨。

摘要： Aiming at the agile turn of air-to-air missile with thrust vector control(TVC),according to the features of TVC,a mechanical model of TVC is founded.The attitude angles vary in a wide range during agile turn,therefore it is required to establish six degree of freedom dynamics model by quaternion in order to avoid singularity caused by Euler angles.Taking the time-minimal as performance index, the thrust angles as control variables,and the attitude angles and the orientation of the missile velocity as ter-minal constraints,the model of optimal control problem of agile turn is established.Pseudospectral meth-od is applied to solve the optimal control for agile turn of a missile with TVC,and the optimal trajectory and the changing rule of the thrust angles meeting requirements are obtained.%针对推力矢量控制的空空导弹敏捷转弯问题,根据推力矢量控制的特点,建立推力矢量控制力学模型;由于敏捷转弯姿态角变化范围大,为避免欧拉角导致的奇异问题,用四元数法建立导弹的六自由度运动方程.以转弯时间最短为指标,以推力角为控制量,以导弹姿态和速度方向均达到指定角度为终端约束条件,建立敏捷转弯最优控制问题模型.以某使用推力矢量控制的空空导弹敏捷转弯为例,用伪谱法求解其最短时间内完成转弯所需的推力矢量控制,得到满足约束要求的最优弹道和推力角变化规律.

摘要： 火箭弹射座椅的弹射动力实现推力矢量控制是提升弹射座椅性能的有力保障,目前火箭弹射座椅通过调节火箭发动机喷管摆动实现了合成推力矢量控制.本文提出了一种在发动机喉部设置针栓,通过探针行程控制单个发动机推力效率,获取不同推力,然后将喷管进行"H"形布置,组合控制,实现弹射座椅动力推力矢量控制.

摘要： 采用准一维非定常N-S方程对燃气推力矢量控制发动机燃气引流工作过程进行数值仿真,研究影响燃气引流过程的各因素对燃烧室和喷管内流场及内弹道性能的影响并进行初步分析。仿真结果表明,燃气引流质量流率的影响最大;燃气引流直径有一定影响;燃气引流角度的影响很小;燃气引流位置的影响无规律性,与发动机机构和装药结构相关。各影响因素对燃烧室压强响应时间的影响都很小,在工程应用中可以忽略不计。

摘要： 采用准一维非定常N-S方程对燃气推力矢量控制发动机燃气引流工作过程进行数值仿真,研究影响燃气引流过程的各因素对燃烧室和喷管内流场及内弹道性能的影响并进行初步分析。仿真结果表明,燃气引流质量流率的影响最大;燃气引流直径有一定影响;燃气引流角度的影响很小;燃气引流位置的影响无规律性,与发动机机构和装药结构相关。各影响因素对燃烧室压强响应时间的影响都很小,在工程应用中可以忽略不计。

摘要： 采用摆动喷管推力矢量控制的防空导弹弹体长径比较大,导致其弹体弹性频率较低.由于喷管摆动形成的惯性力容易对弹体弹性模态形成激振,使得这类弹体更易发生伺服弹性共振.为了消除这种影响,论文对摆动喷管控制下的弹性弹体模型进行了分析,并针对弹性模态对控制系统的影响途径,提出了双传感器布局及测量信号预综合的方法. 在此基础上,基于Steiglitz-McBride系统辨识方法,设计一种自适应噪声抑制滤波器对测得信号中的弹性分量进行处理,取得导弹刚体运动的有用信号.仿真证明该方法有效提高了控制系统对弹体弹性特征变化的适应性.双传感器的使用也增加了测量及滤波系统的可靠性.

摘要： 本文对新型压电式合成双射流激励器的工作特点进行了归纳,新型压电式合成双射流激励器不但有效避免了受控流场和环境流场间压差引起的压电振动膜压载失效问题,且自身具有独特的矢量可控特征,通过调节合成双射流激励器两出口的面积比或两腔体的体积比,可以控制双射流合成射流矢量方向.对新型压电式合成双射流激励器进行射流矢量控制进行了数值模拟研究,结果显示:采用一个合成双射流激励器可以实现对主流"推"和"拉"的双重矢量控制功能,且控制效率比高,其"推"功能比"拉"功能更高效.

摘要： 针对带有推力矢量控制的飞行器,基于变结构理论设计了飞行器的姿态控制器.建立了推力矢量飞行器的纵向运动方程,并且设计了系统的滑动平面,在此基础上设计了变结构控制器和自适应算法。给出了能够保证系统滑动模态稳定的Lyapunov函数,在分析了推力矢量飞行器的操纵面和推力矢量的约束条件的基础上,设计了控制分配方法,并且给出了在飞行器的操纵面出现故障时的控制重构条件。该方法可以优化推力矢量飞行器的操纵面与推力矢量之间的控制分配,而且能够在某些操纵面出现故障的情况下通过推力矢量进行控制重构.仿真结果表明,该方法能够有效地控制推力矢量飞行器的纵向运动,对系统的不确定性具有较强的鲁棒性,并且具有较高的控制精度。

摘要： 针对使用推力矢量控制的防空导弹的制导控制任务,设计了滑模变结构控制器.给出了防空导弹的制导控制数学模型和姿态控制数学模型,设计了用于保证制导回路稳定的切换函数并且给出了趋近律,进而设计了制导回路的滑模变结构控制器.在此基础上设计了用于保证姿态回路稳定的切换函数,给出了可以保证滑动模态稳定的Lyapunov函数,进而设计了姿态回路的滑模变结构控制器,并且用饱和函数代替符号函数以克服不连续控制对制导回路和姿态回路性能的影响。该控制器可以保证防空导弹的姿态角收敛到期望值,并且能够保证姿态角速度稳定。仿真结果表明,该方法对于系统内部参数变化和外界扰动具有较强的鲁棒性,能够有效地完成防空导弹的机动控制任务。

摘要： 在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究.试验马赫数为0.6和0.8，结果表明在亚音速喷流对气动特性起到积极作用，在跨音速喷流对气动特性产生了不利影响；引入二次流可以实现喷流偏转，但是会带来一定的推力损失.

摘要： 在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究.试验马赫数为0.6和0.8，结果表明在亚音速喷流对气动特性起到积极作用，在跨音速喷流对气动特性产生了不利影响；引入二次流可以实现喷流偏转，但是会带来一定的推力损失.

摘要： 在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究.试验马赫数为0.6和0.8，结果表明在亚音速喷流对气动特性起到积极作用，在跨音速喷流对气动特性产生了不利影响；引入二次流可以实现喷流偏转，但是会带来一定的推力损失.

摘要： 推力矢量控制用永磁容错电机驱动控制器，包括DSP、FPGA组成的数字控制器、隔离驱动电路、容错功率驱动器及信号处理电路。驱动控制器利用霍尔电流传感器采集电机的相绕组电流，通过旋转变压器采集电机转子的位置和转速信号，经过信号处理电路处理、模数转换后，将代表相绕组电流值、转子位置和转速的数字信号送入数字控制器；数字控制器根据电机的非故障两相绕组电流信号，通过基于非正交两相绕组高频注入的无传感器控制方法实时估计电机的转子位置和转速，与机械式传感器得到的电机转子位置和速度信号互为非相似冗余，提高电机位置检测的可靠性；本发明具有良好的故障隔离能力和容错运行性能，功率密度高，可有效地满足航空航天领域推力矢量控制系统高可靠、高功率密度、高伺服性能的驱动控制需求。

摘要： 本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。

摘要： 本申请公开了一种用于固体火箭发动机的磁控式推力矢量控制装置，用以解决现有的机械式调节的推力矢量装置的寿命低，需要定期更换机械调节装置，增加了发动机成本的问题。该装置包括药柱，喷管，控制主机和多个供电电源；药柱中包括推进剂，推进剂中含有易电离物质，喷管外设置有若干组磁线圈，各组磁线圈相互交叉于喷管同一位置处，且两两磁线圈之间的夹角相同；多个供电电源用于分别给若干组磁线圈供电，控制主机根据预设规则控制调整通入若干组磁线圈中电流的大小。本申请实施例利用非对称分布磁场改变含有大量带电粒子的羽流的喷射方向，以解决现有技术中的传统机械式推力矢量装置机械和控制结构复杂、可靠性差、寿命低的问题。

摘要： 本发明涉及一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，包括中间设有圆孔的底板，所述圆孔用于与发动机喷管对接；所述底板上安装有三片扰流片，三片扰流片围绕圆孔间隔120°布置；所述三片扰流片由三台舵机单独控制偏转，舵机通过摇臂支杆控制对应的扰流片；所述扰流片通过一支座安装在底板上，扰流片中部与支座转动连接，摇臂支杆一端与扰流片固定连接，另一端与舵机活动连接。本发明提供了一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，采用三片组合的方式和远离喷口出口端面的方式，实现对发动机推力方向和大小的调节，结构简单可靠。

摘要： 本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统。该刚度测量系统包括：处理器，以及分别与处理器信号连接的第一监测器、第二监测器和存储器；处理器用于根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，并根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。本申请实施例综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中影响运载火箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的分析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

摘要： 本发明提供了一种纳米线阵列电推力器及其推力矢量控制方法，包括：气路组件，被配置为执行以下动作：形成气道，以使推进剂气体依次流经气路组件；多个隔离模块，被配置为将贯穿纳米线阵列电推力器的气道分割为多个气路，以使流经纳米线阵列电推力器的推进剂气体被分成多路；各路推进剂气体被纳米线阵列电推力器中的纳米线阵列与栅极之间的强电场电离，并被所述强电场加速喷出产生推力；控制模块，被配置为根据不同的推力矢量调节的需求，通过控制各个气路的通断或气体流量或纳米线阵列与栅极之间的电压来调节各推力输出区域的输出推力大小，从而实现纳米线阵列电推力器的推力矢量调节。

摘要： 推力矢量控制用永磁容错电机驱动控制器，包括DSP、FPGA组成的数字控制器、隔离驱动电路、容错功率驱动器及信号处理电路。驱动控制器利用霍尔电流传感器采集电机的相绕组电流，通过旋转变压器采集电机转子的位置和转速信号，经过信号处理电路处理、模数转换后，将代表相绕组电流值、转子位置和转速的数字信号送入数字控制器；数字控制器根据电机的非故障两相绕组电流信号，通过基于非正交两相绕组高频注入的无传感器控制方法实时估计电机的转子位置和转速，与机械式传感器得到的电机转子位置和速度信号互为非相似冗余，提高电机位置检测的可靠性；本发明具有良好的故障隔离能力和容错运行性能，功率密度高，可有效地满足航空航天领域推力矢量控制系统高可靠、高功率密度、高伺服性能的驱动控制需求。

摘要： 本发明公开一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法。所述方法包括：为火箭构型中三个助推发动机和一个芯级发动机均配置两个伺服作动器双向摆动，提供俯仰、偏航和滚动通道控制力矩；基于姿态角偏差信号计算单个伺服作动器对俯仰、偏航或滚动通道的控制力矩贡献，构建伺服机构安装矩阵和伺服机构分配矩阵，实现三通道的执行分配解耦；当某一个或两个助推发动机到达推力下降段时，设置控制策略；基于设置的控制策略，考虑系统结构干扰、气动干扰及三助推关机不同步干扰，进行控制能力分析。采用本发明技术方案，大幅提升运载效率，综合性能优越，实现对3固体助推+1固体芯级不对称布局的联合推力矢量控制。

摘要： 本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统。该刚度测量系统包括：处理器，以及分别与处理器信号连接的第一监测器、第二监测器和存储器；处理器用于根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，并根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。本申请实施例综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中影响运载火箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的分析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

摘要： 本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。