战斗部内爆对舰艇舱室的毁伤效应仿真

采用有限元方法建立了舰艇内爆模型,仿真计算了不同壁厚舱室结构在反舰导弹战斗部内爆作用下的毁伤效应。结果表明,战斗部在舰艇舱室内内爆时,冲击波是对舰艇舱室造成毁伤的主要因素,在舰艇舱室角隅部位,由于冲击波的反复叠加,造成的毁伤更为严重;同时,舰艇舱室的焊接质量是影响舱室结构强度的重要因素。     

变结构制导规律及其实现

由于变结构控制的滑动模态具有完全的自适应性,不必全面研究系统的各种摄动及外干扰,只需根据高速度大机动目标的特点,对其实现自适应,将各种干扰及偏差的影响归人有关增益系数上加以考虑。应用变结构滑膜控制理论,推导了出一种适用于拦截高速大机动目标的空间制导规律,该制导规律能将系统引向滑动面并保持在其上运动。算例仿真证明,变结构项保证了对目标机动的鲁棒性,简单易行利于工程实现。     

面向海洋机动目标跟踪监视的卫星重构组网优化与仿真

摘要： 针对海洋机动目标跟踪监视问题，提出通过卫星相位重构调整进行机动目标搜索跟踪的监视策略，构建地理坐标系下机动目标航位预测模型及基于霍曼转移的卫星调相组网方式，并采用NSGA II算法进行优化求解，对比分析卫星重构组网前后的机动目标发现概率.仿真结果表明：在卫星能量消耗允许范围内进行重构组网，能够有效提升对机动目标的发现概率，为海洋机动目标的搜索跟踪问题提供了一定的方法支持.     

基于不敏变换的动基座传感器偏差估计方法

提出了一种新的基于合作目标的动基座传感器误差绝对配准方法。该方法利用所获得的合作目标位置信息,将载体平台姿态角偏差转换为传感器测量偏差中的一部分,并建立偏差状态方程和测量方程。在此基础上,采用广义最小二乘方法以实现传感器测距误差的估计,不敏滤波的方法则用于实现平台载体的姿态偏差和角度测量偏差的实时估计。仿真结果表明,该方法实现简单,收敛速度快,可以实现单部动基座传感器的偏差估计。     

基于内模原理的变质心弹头控制

研究了变质心弹头对配平攻角的能达性条件。针对气动力矩小于滑块惯性力矩的控制失稳问题,利用内模原理,通过增加滑块动力学观测器,将滑块状态引入并结合逆解耦机制,达到去惯性力矩化的局部姿态角速度反馈条件,使用自适应PD控制实现弱气动环境下的变质心稳定控制。仿真结果验证了该方法的有效性。     

高光谱侦察技术特点及其对地面军事目标威胁分析

介绍了高光谱成像探测的原理和特点。给出了国外高光谱侦察技术的发展现状、主要计划项目和趋势。讨论了高光谱侦察技术在战场情报侦察、伪装隐身目标探测,以及机动目标追踪识别等对地面军事目标的侦察威胁。     

攻防对抗机动过载关系分析

针对攻防对抗中具有高机动性的突防弹进行机动躲闪,基于线性二次型微分对策理论,建立了攻防对抗线性化运动模型,分析了拦截弹在完全理想情况下实施有效拦截所需具备的最小过载能力与被拦截目标机动过载能力之间的关系,定量地给出了实现零脱靶拦截的对抗过载比应满足条件的解析形式。在考虑拦截弹在初始时刻零控脱靶量为零的条件下,给出了拦截区域和突防区域与对抗过载比、动力学响应时间常数比等参数的关系。通过建立双方过载对抗关系的理论,得到理论分析结果,通过减小双方初始距离或增大相对运动速度可以降低实现有效拦截对过载比的要求。     

基于改进Terminal滑模的导弹大角度机动控制

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法设计了导弹姿态控制律。然后,在此基础上,针对大角度机动时初始状态远离平衡点的问题,设计了一种复合滑模面以加快系统收敛速度。为解决大攻角下的气动不确定性导致的严重抖振问题,引入了扩张状态观测器(ESO)技术,实现了系统不确定量的在线估计与补偿。对所提方法的稳定性分析证明了系统的有限时间收敛特性。最后,将设计的控制器应用于空空导弹的敏捷转弯大角度机动控制,仿真结果表明新方法可以加快系统收敛速度,并能有效削弱未建模动力学造成的抖振现象。      

考虑空间机动飞行的直升机尾传动轴建模与临界转速分析

建立了具有普遍性的考虑直升机空间机动飞行的尾传动轴动力学模型.分析了机动飞行对尾传动轴临界转速的影响,发现只有俯仰角速度、偏航角速度、横滚角速度和角加速度4个转动运动分量会影响尾传动轴的临界转速.通过算例着重分析了俯仰、偏航和横滚角速度对尾传动轴前3阶临界转速的影响规律.结果表明:俯仰角速度使尾传动轴的临界转速降低,但只对反进动第1阶临界转速有较大影响;偏航角速度对尾传动轴临界转速的影响效果与俯仰角速度完全相同;正向横滚角速度使尾传动轴的正进动临界转速提高,而使反进动临界转速降低;但对于反向横滚,在以横滚角速度等于某值的分界线之前,横滚角速度对尾传动轴临界转速的影响规律与正向横滚相反,前3阶临界转速变化曲线的分界线对应的横滚角速度分别为1.86,27.41,124.5rad/s.      

基于滚动时域的无人机空战决策专家系统

针对专家系统法在空战应用中存在适应性差的缺陷,提出了一种基于滚动时域控制(RHC)的机动决策算法对空战机动决策专家系统进行改进.首先,系统地分析了在专家系统空战机动决策中的最优控制问题,完成了机动决策最优控制模型系统状态方程的建立、控制约束的设计以及指标函数的建立.在此基础上,根据滚动时域法原理,将整个空战过程分解为若干有限时域,并在每个时域内将空战机动决策问题视为初始条件不断更新的专家系统机动决策最优控制模型的求解,反复进行直到空战结束.仿真结果表明,在专家系统法失效的情况下,通过求解专家系统空战机动决策滚动时域最优控制模型,无人机能够快速地进行有效的机动决策.