应用机器人自动铺丝技术成型卫星反射器面板

采用自动铺丝技术成型卫星反射器面板,通过机器人平台进行自动铺丝试验。根据反射器面板抛物线方程特性,采用等距偏移方法规划铺丝轨迹;通过分析自动铺放过程中铺放压力、铺放覆盖完整性以及铺放平整性对轨迹规划的要求,确定铺放压力为0.2 MPa、铺放丝束为4丝束。同时对机器人连杆机构及参数进行分析,基于CATIA软件DMU模块对铺丝轨迹进行仿真,并在26℃、16 mm/s铺放速度下通过自动铺放试验验证了反射器面板自动铺丝工艺成型的可行性。     

具有闭环极点约束的空天飞行器再入姿态的模糊保性能控制

 研究了空天飞行器(ASV)再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制律的设计问题。基于ASV再入段存在参数摄动的不确定姿态动态系统的T S模糊模型，考查姿态角和角速率误差的镇定问题，结合圆盘极点约束，导出了具有极点约束的模糊保性能控制律存在的条件，基于Matlab的LMI(Linear Matrix Inequalities)和FLC(Fuzzy Logic Control)工具给出了ASV再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制器的设计方法。仿真结果验证了算法的有效性。     

具有不等式约束的非线性离散动态系统DISOPE算法

提出了具有状态和控制不等式约束的非线性离散动态系统DISOPE算法 ,该算法能在存在模型 -实际差异的情况下 ,从模型出发 ,通过迭代运算获得实际系统的真实最优解。仿真表明了算法的有效性和可行性。     

改型设计中飞机普通框一种设计方法

为了能够合理地降低飞机结构重量系数,针对飞机改进设计,以普通框为研究目标,通过对“敏度阈值”的改进,提出“敏度变阈值”概念,并与“约束补偿”策略结合而形成拓扑优化算法,来用于普通框的轻量化设计。以某一轻型小飞机的后段一普通框为例,拓扑优化结果表明：(1)等材料设计时,刚度提高40％;(2)等刚度设计时,材料用量减少30％。由此可以得出：(1)基于“敏度变阈值”的拓扑优化算法用于飞机普通框改进设计,是可行和有效的;(2)给出了一种具有可操作性的设计方法,用以实现框结构“等刚度”的设计思想;(3)所给出的方法易于飞机结构设计人员接受与掌握,并且方便地用于将来的框结构改进设计之中。     

横程动态约束的预测-校正再入制导方法

针对大升阻比飞行器再入滑翔制导问题，基于预测-校正制导法，提出一种横程动态约束的侧向制导策略。利用再入过程中横程与剩余航程的近似线性关系，设计边界约束动态变化的横程走廊控制倾侧角反转。对大气密度和飞行器气动参数扰动引起的预测模型不确定性进行在线参数估计。以CAV-L高超声速飞行器为研究对象，进行再入制导仿真。结果表明，对不同航程的再入任务该制导法均能精确引导飞行器飞向目标，侧向制导倾侧角反转时机分布合理，反转次数少。Monte Carlo仿真校验了横程动态约束制导法对再入状态误差和过程扰动具有良好的自适应性和鲁棒性。     

Three-Dimensional Stress Fields in Finite Thickness Plate with Hole Under Shear Load

The theoretical solutions are obtained for the three-dimensional(3-D)stress field in an infinite isotropic elastic plate with a through-the-thickness circular hole subjected to shear load at far field by using Kane and Mindlin′s assumption based on the stress function method.Based on the present solutions,the characteristics of 3-D stress field are analyzed and the emphasis is placed on the effects of the plate thickness and Poisson′s ratio on the deviation of the present 3-D in-plane stress from the related plane stress solutions,the stress concentration and the out-of-plane constraint.The present solutions show that the stress concentration factor reaches its peak value of about 8.9% which is higher than that of the plane stress solutions.As expected,the out-of-plane stress constraint factor can reach 1on the surface of the hole when the plate is a very thick one.     

基于虚拟目标的大气层内拦截弹中制导律研究

导引头侧窗探测技术的采用和大气层内气动力的存在要求针对该空域内目标的拦截弹于中制导末端,在零攻角的情况下将目标收入侧窗视场内,并针对目标的预测脱靶量为0,以满足中末制导交班和末制导弹道平直性的要求.基于此,本文从中制导末端的视场角约束和预测脱靶量为0出发,分析拦截弹中制导末端应达到的理想位置和运动状态,并据此设置虚拟目标和终端约束,运用最优控制原理设计针对虚拟目标的优化导引律.Matlab仿真结果验证了该方法能有效地保证交班条件和脱靶量要求的满足.     

具有非凸约束的航天器姿态机动预测控制

针对航天器带有非凸几何约束以及输入有界的问题,提出了一种姿态机动预测控制算法.分析了姿态机动所受到的几何约束,并对非凸二次形式约束及其Hesse矩阵进行研究,证明了该约束的非凸性.通过对正定Hesse矩阵的构造,给出非凸约束凸化映射关系.最后给出姿态机动预测控制律,解决了由于姿态机动过程中非凸约束造成的全局解收敛困难以及路径安全性问题.数值仿真结果显示该算法不仅能在大范围内得到优化姿态路径,同时满足所有约束.     

基于图禁忌的并行测试任务调度算法

现有算法处理强约束关系的并行测试任务调度问题具有运算时间长、寻优概率低、收敛性差等缺陷,针对这些问题提出了一种基于图禁忌的调度算法.该算法从测试任务间的约束关系人手,利用图论建立测试任务间的关系图,并结合禁忌算法实现并行测试任务的多目标优化调度.算法中将强约束关系的测试任务调度问题与无约束关系的资源配置问题进行分离,提...     

Design of Time-constrained Guidance Laws via Virtual Leader Approach

Guidance problems with flight time constraints are considered in this article. A new virtual leader scheme is used for design of guidance laws with time constraints. The core idea of this scheme is to adopt a virtual leader for real missiles to convert a guidance problem with time constraints to a nonlinear tracking problem, thereby making it possible to settle the problem with a variety of control methods. A novel time-constrained guidance (TCG) law, which can control the flight time of missiles to a prescribed time, is designed by using the virtual leader scheme and stability method. The TCG law is a combination of the well-known proportional navigation guidance(PNG) law and the feedback of flight time error. What's more, this law is free of singularities and hence yields better performances in comparison with optimal guidance laws with time constraints. Nonlinear simulations demonstrate the effectiveness of the proposed law.