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潜入式喷管对固体火箭发动机工作稳定性影响

推进技术 2016年第8期37卷 1529-1534页

作者：苏万兴李要建陈升泽李吉中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

为了揭示潜入式喷管对固体火箭发动机工作稳定性的影响,基于VKI(Von Karman Institute for Fluid Dynamics)模型发动机,利用大涡模拟数值方法与脉冲衰减法,计算分析了潜入式喷管对涡声耦合特性及喷管阻尼的影响。结果表明:在存在障碍物... 详细信息

为了揭示潜入式喷管对固体火箭发动机工作稳定性的影响,基于VKI(Von Karman Institute for Fluid Dynamics)模型发动机,利用大涡模拟数值方法与脉冲衰减法,计算分析了潜入式喷管对涡声耦合特性及喷管阻尼的影响。结果表明:在存在障碍物旋涡脱落的条件下,潜入式空腔能够加剧涡声耦合强度,继而诱发明显的压力振荡,含有潜入式空腔模型内的压力振幅是不含潜入式空腔模型下的4倍左右;潜入式喷管削弱了发动机的阻尼特性,无潜入式空腔的喷管阻尼比含潜入式空腔的喷管阻尼提高了8.6%左右,而且喷管阻尼随着潜入式空腔体积的增大基本呈线性减小趋势。潜入式喷管一般而言不利于发动机工作稳定性。

关键词：固体火箭发动机燃烧不稳定性潜入式喷管涡声耦合喷管阻尼

基于干扰观测器的升力式飞行器改进离散滑模控制研究

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Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics 2024年第2期41卷 233-243页

作者：陈升泽张旋袁建平郑子轩中国运载火箭技术研究院中国北京100076 西北工业大学航天学院中国西安710072

升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通... 详细信息

升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通道的离散控制模型。其次,设计了一种基于干扰估计的改进离散滑模变结构控制律,并证明了其稳定性。再次,分析了参数选择对控制系统的影响,验证了控制律的有效性。最后,与传统的离散滑模变结构控制方法进行了比较。仿真结果表明,与传统的离散滑模控制方法相比,本文提出的控制律控制精度更高、鲁棒性更强、滑模面收敛速度更快及抖振更小,可有效提高升力式飞行器的飞行品质,实现复杂任务的稳定控制。

关键词：升力式飞行器干扰观测器离散滑模控制鲁棒控制抖振

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基于反演设计的超空泡航行体滑模控制

弹箭与制导学报 2012年第4期32卷 18-22页

作者：宋佳陈升泽李惠峰北京航空航天大学宇航学院北京100191

超空泡航行体是一个具有非线性滑行力、系统参数不确定性的多变量系统。文中以Dzielski提出的航行体模型作为基础,分析了超空泡航行体在运动中,由于空泡形态、尾部湍流等因素引起的不确定性及外界干扰力。利用反演法设计了超空泡航行体... 详细信息

超空泡航行体是一个具有非线性滑行力、系统参数不确定性的多变量系统。文中以Dzielski提出的航行体模型作为基础,分析了超空泡航行体在运动中,由于空泡形态、尾部湍流等因素引起的不确定性及外界干扰力。利用反演法设计了超空泡航行体的滑模控制器,并在控制器设计中加入自适应律,估计不确定项的上界。仿真结果表明,设计的控制器能够有效的调整超空泡航行体的纵向状态,并对设计的标准弹道表现出良好的跟踪性能。

关键词：超空泡航行体反演设计滑模控制器自适应

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机动飞行器三维运动制导误差计算方法研究

弹箭与制导学报 2015年第4期35卷 19-22,26页

作者：郝颖周华陈升泽中国运载火箭技术研究院研发中心北京100076

为实现对机动飞行器制导系统误差高精度的仿真计算,针对基于射面内的常规算法简化过程对滑翔跳跃等弹道轨迹的不适用性,引入三维弹道求差的概念,考虑飞行器横侧向机动所产生的视加速度和姿态角,利用完整的捷联惯组陀螺仪及加速度计的误... 详细信息

为实现对机动飞行器制导系统误差高精度的仿真计算,针对基于射面内的常规算法简化过程对滑翔跳跃等弹道轨迹的不适用性,引入三维弹道求差的概念,考虑飞行器横侧向机动所产生的视加速度和姿态角,利用完整的捷联惯组陀螺仪及加速度计的误差模型和弹道数据激励,对机动飞行器的制导误差进行积分求解,获取了飞行器的纵程与横程偏差。仿真结果证明,该算法克服了传统算法有损简化的缺陷,有效提高了计算结果的精度。

关键词：机动飞行器制导误差精度分析

具有不确定性的高超声速飞行器自适应反演控制

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导弹与航天运载技术 2016年第1期 73-76页

作者：张旋陈升泽周华中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

针对飞行器存在气动参数较大的不确定性和外界强干扰的问题,研究了临近空间高超声速飞行器的飞控系统设计问题。首先建立考虑干扰的动力学模型,其次给出一种自适应反演控制律的推导过程,该控制律基于反演思想,并在每一步计算中利用自适... 详细信息

针对飞行器存在气动参数较大的不确定性和外界强干扰的问题,研究了临近空间高超声速飞行器的飞控系统设计问题。首先建立考虑干扰的动力学模型,其次给出一种自适应反演控制律的推导过程,该控制律基于反演思想,并在每一步计算中利用自适应调节函数补偿未知干扰,通过Lyapunov理论对系统稳定性进行证明,最后仿真结果证明了该控制律的有效性和可行性。

关键词：高超声速飞行器不确定性自适应反演临近空间

基于无迹卡尔曼滤波的捷联导引头视线角速率估计方法

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兵器装备工程学报 2019年第2期40卷 215-218页

作者：杨阳蔡正谊陈升泽赵帅中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

以视线角速率的解耦算法为基础设计扩展卡尔曼滤波器,解决了捷联导引头视线角速率无法测量,求导提取误差较大的问题,同时有效减少了传统卡尔曼滤波算法线性化误差对系统的影响。将估计得到的视线角速率与比例导引律相结合应用于末制导武... 详细信息

以视线角速率的解耦算法为基础设计扩展卡尔曼滤波器,解决了捷联导引头视线角速率无法测量,求导提取误差较大的问题,同时有效减少了传统卡尔曼滤波算法线性化误差对系统的影响。将估计得到的视线角速率与比例导引律相结合应用于末制导武器,具有较高的精度和动态性能,能满足打击机动目标的要求。

关键词：捷联导引头无迹卡尔曼滤波视线角速率非线性滤波

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国外洲际弹道导弹及其制导技术发展分析

战术导弹技术 2015年第3期 7-11页

作者：杨卫丽夏东坤陈升泽中国国防科技信息中心北京100142

针对洲际弹道导弹作为战略威慑武器的重要地位和作用,本文首先重点梳理国外洲际弹道导弹及其制导技术的基本情况。对各个国家的重点项目研究进展进行了深入分析,并结合最新研究进展,总结分析洲际弹道导弹和制导技术的发展趋势。

关键词：洲际弹道导弹制导技术高超声速

基于反演设计的变质心飞行器滑模变结构控制器设计

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导弹与航天运载技术 2018年第4期 65-69页

作者：陈升泽张旋解春雷郑小鹏中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

采用反演设计方法,设计了一种针对变质心飞行器的滑模变结构姿态控制器。利用Newton-Euler矢量力学对飞行器建立了俯仰、偏航通道的非线性动力学模型。采取反演设计方法,引入虚拟控制量,设计了一种新型滑模变结构指数趋近,解决了开关抖... 详细信息

采用反演设计方法,设计了一种针对变质心飞行器的滑模变结构姿态控制器。利用Newton-Euler矢量力学对飞行器建立了俯仰、偏航通道的非线性动力学模型。采取反演设计方法,引入虚拟控制量,设计了一种新型滑模变结构指数趋近,解决了开关抖振问题。通过仿真验证表明,该方法可提高控制精度和飞行器抗干扰能力。

关键词：变质心滑模变结构反演设计

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空腔位置及结构对脉冲压力振荡的影响

固体火箭技术 2015年第6期38卷 811-817页

作者：苏万兴王宁飞李要建陈升泽李军伟孙兵兵中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076 北京理工大学宇航学院北京100081

为了获得不同空腔位置及结构对脉冲压力振荡特性的影响规律,利用Fluent软件并结合UDF(用户自定义函数),对4种不同空腔模型的发动机开展了数值计算,得到了燃烧室内的流场结构与脉冲压力振荡特性,为发动机装药结构设计及不稳定燃烧抑制提... 详细信息

为了获得不同空腔位置及结构对脉冲压力振荡特性的影响规律,利用Fluent软件并结合UDF(用户自定义函数),对4种不同空腔模型的发动机开展了数值计算,得到了燃烧室内的流场结构与脉冲压力振荡特性,为发动机装药结构设计及不稳定燃烧抑制提供了理论指导。结果表明,头部空腔能有效衰减脉冲波动压力,有利于提高发动机的工作稳定性;中间位置空腔内容易产生旋涡脱落现象,继而诱发涡声耦合压力振荡,扩张式中间空腔内压力振荡比收敛式中间空腔内的压力振荡严重;末端空腔不仅削弱了喷管阻尼,而且在脉冲条件下易激发旋涡脱落,不利于发动机工作稳定性,在工程设计中,应慎重考虑翼面后置装药结构。

关键词：固体火箭发动机空腔脉冲压力振荡不稳定燃烧