F-117被SA-10或-12导弹击落

一、F-117是被SA-10或-12导弹击落的（论文文献综述）

徐植桂^[1]（2019）在《低红外涡扇发动机循环参数优化与建模技术研究》文中研究指明随着红外探测和制导技术的快速发展,飞行器红外隐身的需求日趋迫切,涡扇发动机是作战飞机的主要动力形式,其排气系统是重要的红外辐射源,但大多数红外隐身措施应用在一台在总体设计阶段未考虑红外隐身需求的发动机上时都会对其性能产生不利影响。基于上述考虑,本文开展了低红外涡扇发动机循环参数优化与建模技术研究,主要的研究内容如下:首先,研究了基于AEDsys的涡扇发动机设计方法,基于VS2017编程平台复现编制了该设计方法中的约束分析计算模块、任务分析模块、参数循环分析模块、性能循环分析模块和安装性能分析模块以及模块之间的数据传递。约束分析模块用于将飞机的任务需求转化为约束边界,构成满足任务约束的飞机海平面推力载荷与机翼载荷的解空间。任务分析模块中包含了飞机燃油消耗计算模型,能用于进一步计算飞机的燃油消耗以及发动机的总起飞重量和海平面推力等参数。参数循环分析模块建立起了设计点处发动机关键设计参数与发动机性能之间的关系。性能循环分析模块可以用来计算发动机在非设计点的性能。安装性能分析模块用于估算亚音速进气道、超音速进气道与尾喷管的阻力系数。通过仿真结果验证了上述模块的精度和有效性。其次,在参数循环分析模块中加入中心锥和尾喷管扩张段内壁等高温部件的冷却结构,并提出了一种排气系统正后向的红外辐射强度预测方法。基于改进的参数循环分析模块,采用FSQP算法对发动机循环参数进行优化设计,仿真结果表明:循环参数优化前后,单位推力仅下降了1.89%,而排气系统正后向红外辐射强度总量下降了41.85%,有效抑制了排气系统的红外特征。然后,根据涡扇发动机设计方法的设计结果,结合设计方法中各部件的经验公式和排气系统红外预测方法,建立了带红外预测的涡扇发动机部件级实时仿真模型,并选取了设计点和几个典型非设计点进行计算,与设计方法中简化的发动机模型进行对比验证,对比结果表明:设计点误差小于2%,非设计点误差小于5%,建立的部件级模型精度达到要求,动态响应符合发动机原理,且AEDsys中的简化发动机模型具有一定的可信度,其精度能够满足发动机设计初期的要求。最后,提出了最小红外特征模式的性能寻优控制。探索了优化原理,并基于建立的带红外预测的涡扇发动机部件级实时仿真模型,增加了中心锥和尾喷管扩张段内壁的气膜冷却结构,采用了四变量控制参数对发动机亚音速巡航附近的两个工作点进行优化研究,仿真结果表明:发动机推力恒定,排气系统正后向红外辐射下降了30%以上,红外抑制效果显着。同时,考虑到航程,提出了兼顾耗油率的最小红外特征模式,相比而言,红外辐射增加了0.32%,耗油率下降了0.67%。

李前国^[2]（2007）在《基于直接力的拦截导弹智能化控制、制导及其视景仿真》文中认为本文的研究主要是围绕着直接力/气动力复合控制拦截导弹的建模、控制和制导所展开的。第一部分研究了具有侧向直接力的拦截导弹的6自由度模型。在参考国内外部分导弹数据的基础上,建立了导弹空气动力和力矩模型、发动机模型以及作动器模型;研究了在侧喷直接力控制时,侧喷流体与外流场的干扰效应,建立了较为符合实际的具有附加增益的拦截导弹的非线性数学模型,并确立了姿控发动机的点火逻辑。第二部分研究了基于分层结构的控制问题。基于时标分离方法,把导弹的控制系统分成快慢回路,然后分别对快慢回路进行控制。由于动态逆控制需要精确的数学模型,因此通过引入非线性干扰观测器来减弱系统内部建模误差和外界干扰对系统产生的影响。比较了直接力/气动力复合控制与纯气动力控制的效果,验证了复合控制的有效性。此外,为了加强系统的快速性和鲁棒性,结合快速Terminal滑模和自适应模糊控制为系统设计了自适应模糊快速滑模控制器。第三部分研究了拦截导弹末制导段的制导律。建立了三维空间追逃问题的数学模型;把目标的机动视为干扰,提出了基于自适应模糊快速Terminal滑模的制导律。由于实际系统中目标的机动总是有限的,因此在目标机动估计有界的条件下,提出了快速自适应Terminal滑模制导律。仿真结果表明了制导律的有效性与鲁棒性。第四部分基于Creator/Vega和VC开发了导弹拦截三维视景仿真平台,通过视景仿真生动地演示了导弹攻击目标的全过程。

唐^[3]（1999）在《美国空军部长承认F-117是被击落的》文中指出在最近举行的美国参院武装部队委员会的听证会期间,美空军部长惠顿·彼得斯承认:在科索沃一架F-117被击落.他还认为:南联盟能够跟踪并击中F-117飞机……指出南人民军除了有SA-2,SA-3和SA-6导弹外,他们一直在使用SA-10或SA- 12这种射程100英里以上的导弹,“这可能一直是一种极难对付的综合防空（IAD）系统.”虽然美国官方从未否认过F-117被毁落,但却一直以它可能不是被敌人的导弹打落的这种不好直言的可能性对公众闪烁其词.

二、F-117是被SA-10或-12导弹击落的（论文开题报告）

（1）论文研究背景及目的

此处内容要求：

首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。

写法范例：

本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。

（2）本文研究方法

调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。

观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。

实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。

文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。

实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。

定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。

定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。

跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。

功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。

模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。

三、F-117是被SA-10或-12导弹击落的（论文提纲范文）

（1）低红外涡扇发动机循环参数优化与建模技术研究（论文提纲范文）

摘要

ABSTRACT

注释表

缩略词

第一章绪论

1.1 研究背景与意义

1.2 涡扇发动机飞/发一体化设计方法研究

1.3 低红外涡扇发动机循环参数优化设计研究

1.4 带红外预测的涡扇发动机建模技术研究

1.5 最小红外特征模式性能寻优控制研究

1.6 论文内容安排

第二章基于AED_(sys)的涡扇发动机设计方法研究

2.1 引言

2.2 约束分析模块

2.2.1 约束分析的概念

2.2.2 升阻力关系

2.2.3 约束分析计算实例

2.2.4 约束分析模块的软件界面

2.3 任务分析模块

2.3.1 任务分析的概念

2.3.2 飞行任务的重量比

2.3.3 飞机的空重比数据

2.3.4 安装耗油率

2.3.5 飞机总起飞重量(W_(TO))的计算

2.3.6 任务分析计算实例

2.3.7 任务分析模块的软件界面

2.4 参数循环分析模块

2.4.1 参数循环分析的概念

2.4.2 发动机截面的编号

2.4.3 热力学Fair函数

2.4.4 空气密度计算公式

2.4.5 错误公式的修正

2.4.6 参数循环分析计算实例

2.4.7 参数循环分析模块的软件界面

2.5 性能循环分析

2.5.1 性能循环分析的概念

2.5.2 计算假设

2.5.3 迭代计算流程

2.5.4 错误公式的修正

2.5.5 性能循环分析计算实例

2.5.6 备选发动机选择

2.5.7 性能循环分析模块的软件界面

2.6 安装性能分析

2.6.1 安装性能分析的概念

2.6.2 进气道阻力系数

2.6.3 尾喷管阻力系数

2.6.4 安装性能分析总结

2.6.5 安装性能分析模块的软件界面

2.7 本章小结

第三章低红外涡扇发动机循环参数优化设计研究

3.1 引言

3.2 排气系统正后向的红外辐射强度预测方法

3.2.1 固体壁面红外辐射强度计算

3.2.2 喷流中心线上的气体吸收系数计算

3.2.3 红外辐射强度预测方法的精度

3.3 带高温部件冷却的参数循环分析模块

3.3.1 外涵引气冷却中心锥和喷管扩张段内壁的混合器

3.3.2 引气冷却时壁面温度计算

3.4 循环参数优化原理及寻优算法

3.4.1 优化原理

3.4.2 优化算法

3.5 循环参数优化设计的仿真结果

3.5.1 循环参数与发动机性能的关系

3.5.2 循环参数优化设计结果

3.6 本章小结

第四章带红外预测的涡扇发动机建模技术研究

4.1 引言

4.2 带红外预测的涡扇发动机建模

4.2.1 各部件建模

4.2.2 共同工作方程

4.3 仿真验证

4.3.1 设计点计算

4.3.2 非设计点计算

4.4 本章小结

第五章最小红外特征模式性能寻优控制

5.1 引言

5.2 最小红外特征模式

5.2.1 优化原理

5.2.2 数值仿真

5.3 兼顾耗油率的最小红外特征模式

5.3.1 优化原理

5.3.2 数值仿真

5.4 本章小结

第六章总结与展望

6.1 工作总结

6.2 工作展望

参考文献

致谢

在学期间的研究成果及发表的学术论文

（2）基于直接力的拦截导弹智能化控制、制导及其视景仿真（论文提纲范文）

摘要

ABSTRACT

第一章绪论

1.1 引言

1.2 选题研究的意义

1.3 国内外研究现状

1.3.1 导弹直接力控制研究现状

1.3.2 导弹制导研究现状

1.3.3 视景仿真研究现状

1.4 本文的研究内容概要

1.5 本章小结

第二章直接力控制的拦截导弹的基本模型

2.1 引言

2.2 拦截导弹的外形特征

2.3 常用坐标系定义及其相互转换

2.3.1 常用坐标系

2.3.2 导弹的运动参数

2.3.3 坐标系的相互转换

2.4 空气动力参数模型、发动机模型及作动器模型

2.4.1 空气动力模型

2.4.2 发动机模型

2.5 直接侧向喷流模型

2.5.1 侧向喷流概述

2.5.2 侧向喷流建模与分析

2.6 导弹的非线性数学模型

2.6.1 基本假设

2.6.2 导弹的非线性数学模型

2.7 复合控制的基本策略与点火逻辑

2.7.1 姿控发动机工作的条件

2.7.2 姿控发动机推力方向的确定

2.8 本章小节

第三章基于动态逆的拦截导弹飞行控制系统设计

3.1 引言

3.2 导弹分层控制模型

3.3 基于动态逆的角速度层与姿态层控制律的构造

3.3.1 角速度层控制律的构造(内回路)

3.3.2 姿态层控制律的构造(外回路)

3.3.3 仿真验证

3.4 基于非线性干扰观测器的导弹自动驾驶仪的动态逆设计

3.4.1 非线性干扰观测器的原理

3.4.2 控制器设计

3.4.3 仿真验证

3.5 复合控制系统的性能分析

3.5.1 复合控制的性能提升

3.5.2 直接力启动条件对系统性能的影响

3.6 本章小节

第四章基于快速Terminal 滑模控制的导弹飞行控制系统设计

4.1 引言

4.2 全局快速Terminal 滑动模态的分析

4.3 问题陈述

4.3.1 导弹自动驾驶仪数学描述

4.3.2 问题抽象

4.4 标称系统控制器设计

4.5 一类基于快速Terminal 滑模鲁棒控制器的设计

4.5.1 基于快速Terminal 滑模的鲁棒控制器的设计

4.5.2 仿真验证

4.6 基于自适应模糊快速滑模的控制器的设计

4.6.1 自适应模糊控制器设计

4.6.2 稳定性分析

4.6.3 仿真验证

4.7 本章小节

第五章基于直接力的拦截导弹末制导系统的设计

5.1 引言

5.2 导弹动力学

5.3 导弹三维制导模型

5.4 基于自适应模糊快速终端滑模的三维制导律

5.4.1 概述

5.4.2 制导律的设计

5.4.3 自适应模糊控制器设计

5.4.4 稳定性分析

5.4.5 仿真验证

5.5 三维非线性自适应滑模寻的制导规律

5.5.1 自适应滑模寻的制导律的设计

5.5.2 稳定性分析

5.5.3 仿真验证

5.6 几种制导律的性能比较

5.7 本章小节

第六章导弹拦截的三维视景技术研究

6.1 引言

6.2 软件系统

6.2.1 Creator 简介

6.2.2 Vega 简介

6.2.3 Vega 应用程序框架

6.3 基于API 函数的视景仿真系统设计

6.3.1 设计思想

6.3.2 实体建模

6.3.3 LynX 参数配置

6.3.4 特殊效果技术

6.4 导弹拦截效果

6.5 本章小结

第七章总结与展望

7.1 本文的主要创新点及贡献

7.2 未来工作的展望

7.3 本章小结