具有轨道倾角和最大高度约束的耗尽关机闭路制导

快速响应空间固体运载火箭轨道转移级以最大限度利用能量而非消耗能量为目的进行耗尽关机制导,基于椭圆轨道理论和牛顿迭代法,提出了一种适用于具有轨道、制导多种约束的耗尽关机闭路制导方法,通过实时寻找需要推力方向,充分利用轨道转移级能量,导引上面级进入具有给定轨道倾角和最大高度约束的转移轨道,同时实现耗尽关机.理论推导和数学仿真表明,本文提出的制导方法能在耗尽关机条件下实现对转移轨道的高精度控制.     

一种新的闭路制导导引方法

闭路制导方法是一种实用的方法误差比较小的制导方法。其中,如何将实际速度导引到需要速度至关重要,通常的闭路制导导引方法在关机点附近不稳定,会产生一定的方法误差。为了避免这种导引不稳定的影响,本文给出了一种采用目标瞬时方位角为基准的新型闭路制导导引方法。通过仿真计算,证明该方法关机点附近导引稳定,导引引起的方法误差较小。     

大气层外拦截弹中段制导研究

大气层外拦截弹中制导的终端约束是拦截弹处于零控拦截流形上。针对目标与拦截弹引力加速度差的几种简化模型,推导了相应的零控拦截流形表达式,并进行了定量的精度分析。在此基础上,针对耗尽关机的固体燃料发动机,设计了基于剩余速度增量的制导律。通过构造虚拟剩余速度增量映射避免了剩余速度增量带来的计算奇异,并提高了制导精度对装药燃速偏差的鲁棒性。仿真表明,采用该制导律推力方向平稳,制导精度与相应的零控拦截流形精度相当且鲁棒性好。     

一种新型闭路制导方法

为提高大干扰条件下传统摄动制导的精度,提出了一种不同于基于需要速度的新型弹道导弹闭路制导方法。利用最优控制,根据能量消耗最少准则建立一种迭代解法,控制导弹最终状态在零控曲面上某一点关机,之后以惯性飞行即能命中目标。给出了零控曲面的求解模型,以及最优控制迭代解法的步骤、导航计算和关机条件。     

一种基于速度倾角的闭路制导方法

通过分析固定速度倾角时,需要速度求解的特点,结合闭路制导的基本原理和过程,提出了一种基于速度倾角的闭路制导方法.详细分析了运用此方法时需要速度的确定方法、导引信号求解和闭路制导的计算步骤.仿真结果证明,所提出的闭路制导方法能够有效的简化需要速度计算和导引过程,精度也较高,其在工程应用上具有较好的前景.     

红外旋转导弹自适应变结构制导律研究

针对红外旋转弹制导时间短、精度要求高和高频正弦控制的特点,设计了一种基于红外体制旋转导弹的自适应变结构制导律。建立了导弹与目标的相对运动模型,给出了变结构制导律,并加入变结构项以保证系统对干扰的鲁棒性。为保证制导精度,采用幂次趋近律,通过设置合理的趋近参数保证视线角速度在弹目遭遇前的有限时间内收敛至零。为减小变结构控制产生的高频抖振,设计了一种自适应变增益变结构制导律,根据视线角速度信息对变结构项的增益进行自适应调整,以有效削弱变结构控制中的抖振。基于红外旋转导弹的目标信息获取能力,对变结构制导律的工程实现进行了讨论。以某红外旋转导弹为背景,仿真比较了比例导引律与变结构导引律,结果发现:变结构制导律的所需平均过载、弹道平滑程度、视线角速度和命中精度等明显优于传统比例导引律;对机动和非机动目标,设计的增益自适应变结构制导律均既能保证制导精度,又可避免变结构项引起的抖振。     

有限时间收敛变结构导引律

对于拦截机动目标问题,传统方法中基于Lyapunov稳定性理论获得的导引规律,在数学原理上只能保证当时间趋于无穷时视线角速率趋于零.基于非线性控制系统有限时间稳定性理论,提出了制导系统有限时间收敛的充分条件和一种形式简洁的有限时间收敛变结构导引规律.证明了在目标一导弹相对接近速度为常数,而且目标机动条件下,该导引律令视线角速率在末制导结束前收敛到零.最后以某拦截问题为实例对导引律的有限时间收敛性质进行了数学仿真验证.     

带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律

针对拦截机动目标的过程中考虑攻击角度约束的制导问题,为了达到最佳的杀伤效果,提出了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的带攻击角度约束的自适应STA有限时间滑模导引律。首先建立了考虑导弹自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的三维耦合制导模型;由于目标机动未知,对传统STA算法进行改进,确保系统含有不确定项时在有限时间收敛,在此基础上,结合自适应控制理论,设计了带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律。基于类二次型Lyapunov函数,对系统进行了有限时间收敛稳定性证明。通过与真比例导引律数字仿真结果对比分析,所设计导引律能够制导导弹精确命中目标,弹目视线倾角和偏角在有限时间高精度收敛至期望值,满足攻击角度约束要求,具有强鲁棒性和有效性,制导性能优于真比例导引律。     

基于连续有限时间控制技术的导引律设计

针对导弹末段制导问题,提出了一种基于连续有限时间控制技术的导引设计方案.首先,利用有限时间Lyapunov稳定性理论,设计出一种连续有限时间导引律.该导引律使得:当目标不作机动时,视线角速率会在有限时间内收敛到零;当目标机动时,视线角速率会收敛到原点附近的一个小邻域内.其次,考虑到有限时间控制系统在离原点较远处状态趋近平衡点速度慢的特点,在导引律中引入了线性状态反馈项来改善闭环系统的收敛性能.仿真结果表明了该方法的有效性.     

J2项摄动下的远程拦截耗尽关机中制导律设计

为实现远程高精度动能拦截,针对使用固态燃料发动机的拦截弹在强时间约束下的耗尽关机问题,本文设计一种基于通用能量管理(GEM)的闭环中制导律。该制导律首先考虑了地球非球形J2摄动项对弹道影响,改进Lambert问题求解算法,在小计算量的情况下修正了因地球扁率摄动在远程拦截长时段飞行过程中引起的需求速度求解偏差,将其精度提升一个数量级。然后在GEM基础上给出了一种能量调制角虚拟映射关系实现了能量调制初段指令平滑过渡,并改变近关机点推力定向策略解决了临近关机时指令发散问题。在制导过程中加速度计反馈环节的引入增强了对推进系统参数的鲁棒性。六自由度仿真表明,相比传统GEM制导律,该制导律精度更高,任务适应性强。     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

氦气渗透对高空长航时浮空器驻空能力影响

氦气渗透率是浮空器蒙皮材料的重要设计指标之一,直接影响浮空器的运行时间和成本,决定高空浮空器能否实现长航时工作。以正球型浮空器为例,根据蒙皮材料薄壳受力特点得出浮空器体积与压差关系,建立了运动学模型和基于微孔损伤的氦气渗透模型,针对不同设计高度的正球型浮空器,结合浮空器内部氦气全天温度变化情况,分析了蒙皮材料渗透率对浮空器驻留高度、驻留时间等关键性能的影响,总结了渗透率、设计高度以及热力学特性之间的关系。
     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

基于CFD的涡轮泵转子密封流体激振研究进展

介绍了密封流体激振对转子稳定性的影响，重点论述了利用计算流体力学(CFD)方法进行密封流体激振研究的理论和试验测量方法，对当前研究中存在的难点、重点问题结合国内外发展情况进行了探讨，提出需要发展通用性更好的非稳态数值方法，并利用流体激振的特性来设计密封结构，改善转子动力特性。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。
     

HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响

研究了HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响。实验结果表明:含HMX的HTPB复合固体推进剂的微波衰减随HMX含量的增加而增加,HMX含量由5%增加到50%时,HTPB复合固体推进剂的微波衰减增加了约1倍。     

基于参数化建模的药柱伞盘结构形状优化

锥柱形固体火箭发动机药柱的伞盘结构在低温载荷作用下易产生裂纹,是药柱设计关注的重点部位.为了对伞盘结构进行形状优化,采用有限元软件MSC.Patran的二次开发工具PCL( Patran Command Language),编制参数化建模程序,根据输入参数自动建模计算,并输出计算结果.将整数编码遗传算法与参数化建模方法...     

基于多反馈延迟技术的雷达杂波模拟器实现

提出采用多反馈延迟的改进卷积处理技术实现雷达杂波模拟,克服了单反馈延迟输出杂波数据周期重复的缺点,使杂波数据在整个I周期内不重复,带来的好处是杂波逼真度高.采用大容量动态存储技术实现数据存储电路的设计,优点是方便快捷地为卷积器提供数据.     

基于粘附功的复合推进剂AP/基体界面损伤宏细观仿真

为研究复合推进剂AP/基体界面脱湿机理,建立了基于粘聚力界面模型的双尺度有限元损伤分析平台.为确定界面模型的输入参数,采用点滴法和Washburm毛细管上升法,分别测得基体与AP颗粒的接触角,再经Young's方程计算得到界面的粘附功.通过对不同体积分数下简化配方推进剂试件的拉伸试验结果与计算结果的对比显示,两者具有较...     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。