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西北工业大学“航宇材料结构一体化设计与增材制造装备技术国际联合研究中心”被认定为国家级国际科技合作基地（图）
西北工业大学 航宇材料结构 一体化设计 增材制造装备技术 国家级 国际科技 合作基地
2016/12/20
2016年12月16日，国家科技部在杭州召开2016年度国家国际科技合作基地（以下简称“国家国合基地”）工作座谈会。科技部副部长阴和俊，浙江省政协副主席蔡秀军，科技部国际合作司、中国科学技术交流中心、火炬高技术产业开发中心及相关省、自治区、直辖市科技厅等有关部门领导参加会议。我校张卫红副校长、科技管理部张啸川副处长作为陕西省国合基地代表团成员参会。“航宇材料结构一体化设计与增材制造装备技术国际联合...
12月16日，国家科技部在杭州召开2016年度国家国际科技合作基地（以下简称“国家国合基地”）工作座谈会。科技部副部长阴和俊，浙江省政协副主席蔡秀军，科技部国际合作司、中国科学技术交流中心、火炬高技术产业开发中心及相关省、自治区、直辖市科技厅等有关部门领导参加会议。西北工业大学张卫红副校长、科技管理部张啸川副处长作为陕西省国合基地代表团成员参会。
考虑通道耦合因素的制导控制一体化设计方法
BTT飞行器 通道耦合 非光滑扩张状态观测器 制导控制一体化
2016/8/15
针对倾斜转弯（Banktoturn, BTT）飞行器俯冲段制导与控制系统设计中存在的强耦合、强非线性问题，研究考虑通道耦合因素的制导与控制一体化设计方法。首先建立了考虑控制通道间耦合因素的三维制导与控制一体化设计模型，在模型中引入不确定性因素，采用连续非光滑控制理论对三维块系统设计非光滑扩张状态观测器（Nonsmooth extended state observer, NESO）进行观测补...
类乘波前体/进气道一体化设计与仿真研究
吸气式高超声速飞行器 前体/进气道 推进/气动一体化 超燃冲压发动机
2016/6/20
设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器，针对推进/气动一体化设计的问题，提出了类乘波前体/进气道，采用数值仿真的方法评估了前体/进气道的典型性能，对类乘波前体/进气道在设计状态和非设计状态的流场结构进行了分析。结果表明：类乘波前体/进气道在避免完全乘波前体/进气道带来的结构和热防护问题的同时，也有利于进气道的流量特性和总压恢复性能的提高，且能够体现乘波体的优势，为飞行器提供更大的升...
研究了民用客机机翼设计中的环量分布设计规律。建立了一种以航程为系统级优化目标，融合气动与结构两个学科作为子学科的多学科NAND （Nested Analysis and Design）优化系统。通过合理的简化模型，有效地研究了机翼展向环量分布对结构重量、升阻比和航程这3方面的影响，找到了一种合理的适用于亚声速单通道民用客机的机翼环量分布。利用航程最远环量分布与椭圆形环量分布分别设计一副机翼并进行对...
考虑建模误差的拦截弹制导控制一体化设计
飞行器控制、导航技术 拦截弹 制导控制一体化 建模误差 自适应动态面控制
2013/9/30
针对拦截弹末段的制导控制问题,改善已有建模结果,采用智能控制方法设计一体化控制律。考虑近似线性化和忽略耦合因素引起的建模误差,采用模型误差补偿改进拦截弹动力学模型;结合弹目相对运动非线性模型,建立面向拦截弹末段的制导控制一体化(IGC)模型。对此非匹配型非线性系统,利用自适应动态面控制方法进行控制器设计,不仅消除系统非匹配不确定性对系统性能的影响,同时避免了传统反演法的微分膨胀问题,得到控制目标与...
遥控制导系统的准连续高阶滑模控制器一体化设计
遥控制导 一体化设计 准连续滑模控制器
2013/5/30
针对三点法导引的遥控制导系统纵向通道进行准连续高阶滑模控制器一体化设计。采用理想准连续高阶滑模控制器，构造高阶微分器对滑模面的高阶微分进行估计，实现整个控制器设计。利用更高阶次的滑模控制来规避由于高频切换控制引起的振抖效应，将其隐藏于控制计算中，而不作用于执行机构。控制计算的过程中只需确认模型是有界的，利用该界限值即可进行其切换控制设计。该设计方法对不确定模型很有效，尤其是对于参数变化范围较大的非...
研究了民用客机机翼设计中的环量分布设计规律。建立了一种以航程为系统级优化目标，融合气动与结构两个学科作为子学科的多学科NAND （Nested Analysis and Design）优化系统。通过合理的简化模型，有效地研究了机翼展向环量分布对结构重量、升阻比和航程这3方面的影响，找到了一种合理的适用于亚声速单通道民用客机的机翼环量分布。利用航程最远环量分布与椭圆形环量分布分别设计一副机翼并进行对...
乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计
内收缩进气道 一体化设计 流线追踪 数值模拟
2012/8/25
为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来...
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内...
针对高超声速飞行器模型具有气动/推进/控制强耦合和强非线性的特点,提出了一套面向控制的一体化设计方案.在概念设计阶段,以飞行器控制性能为优化目标,对气动、推进、结构、控制等参数进行一体化综合优选来设计飞行器.考虑模型生成的保真度要求和计算效率,建立高超声速飞行器参数化的数学模型,并设计LQR(linear quadratic regulator)跟踪控制器.通过不断调整飞行器构型,比较控制相关的动...
一种半解析方法火星再入探测器一体化设计模型
火星探测器 再入 半解析方法 一体化模型
2011/11/15
提出了一种火星再入探测器的半解析法一体化模型，为未来火星探测器的初步设计提供包括弹道、气动参数、防热系统在内的设计依据。在任务初步设计阶段，由于涉及多个学科，火星大气与地球大气模型差异很大，需要考虑的因素很多，因此需要一个半解析的，能够实时进行弹道、气动参数和防热层温度分布计算的设计工具。该工具应该包括气动外形、弹道、防热为一体的设计模型，且能满足计算负担要求。基于此，提出了一种普遍适应的火星探测...
高超声速飞行器建模与控制的一体化设计
高超声速飞行器 高超声速空气动力学 非线性解耦控制 一体化设计
2009/11/26
针对高超声速飞行器纵向模型具有非线性、强耦合及不确定性等特点，提出 高超声速飞行器建模与控制一体化设计方法。该方法首先以具有典型结构的高超声速飞行器 几何外形为研究对象，结合高超声速空气动力学的有关理论，建立飞行器的非线性纵向模型 方程；然后在不同飞行条件下获取多个平衡点，分析飞行的气动特性，进而在每一个平衡点 上设计具有非线性解耦控制能力的控制器，并将得到的多平衡点控制参数结合起来，进行插 值计...
导弹末端机动与导引一体化设计的新机动模型
机动模型 末端机动 末制导
2009/10/27
针对导弹末端机动与导引的一体化设计问题，给出了一种新的机动模型。通过模型参数的设计，使得机动位移、机动速度的零点周期性地出现在相同的时刻，导弹就可以在导引弹道和机动导弹之间平滑过渡。基于该模型，采用导引弹道和机动弹道同步积分的方法，选择合适的时刻开始和结束机动，可以实现末端机动与导引的一体化设计。该方法得到的一体化弹道，其制导精度仅取决于末制导律，而与具体的机动参数无关，具有较好的突防效果和工程应...