高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象，通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速，并使其满足中末制导交班条件，以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律，解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上，建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法，有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此，数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速，并具有较高的制导精度。     

一种线运动扰动环境下基于惯性凝固系抗干扰自对准优化算法研究

传统惯性凝固性对准技术可有效隔离角运动干扰环境对捷联惯导自对准精度的影响,但对线运动环境下的抗干扰能力不足.据此,在深入分析线运动干扰对捷联惯导惯性凝固系下自对准精度影响途径之上,对线运动干扰环境划分为速度周期波动、突跳以及速度短期线性漂移.提出采用积分降噪、载体惯性系速度递推拟合与基于带遗忘因子递推最小二乘的速度慢漂提取技术相结合的抗干扰自对准优化算法,并进行了试验验证.试验结果表明,本算法可在5min内实现1.3mil的抗干扰自对准精度.     

建立不等式约束条件提高三轴一体光纤陀螺装配合格率

共用光源的三轴一体光纤陀螺组件装配后,三轴光路探测器接收的光功率会存在差异,若差异较大导致注入电流超过规定值,则认为装配失败.针对当前缺乏有效的手段确保其装配合格率,根据光源光功率与注入电流的关系、现有光学器件的技术水平,建立了光路损耗不等式约束条件,给出了产品调试成功与否的区域.在装配过程中,引入了全光路检测设备进行光路参数检测,可提早发现并解决光路损耗异常的部件.实验表明,通过事先建立不等式约束条件,三轴一体产品的合格率由75％提高到98％,常温下零偏稳定性优于0.005(°)/h(100s,1σ),满足任务要求.该方法为同类产品的生产提供了一定的指导意义.     

面向增材制造的飞行器结构优化设计关键问题

围绕飞行器复杂结构整体构型研制的高性能、轻量化苛刻需求,着重介绍了面向增材制造的结构优化设计面临的系列关键问题以及相关研究成果。分别从面向增材制造的结构多承载环节整体优化建模与性能分析、整体结构多学科性能与功能综合设计方法、跨尺度结构-微结构性能表征与尺度效应的影响机理,以及增材制造工艺对整体结构件性能的影响机理和制造工艺约束4个方面,阐述如何从结构力学与工艺力学角度科学实现最优性能设计与先进增材制造技术的完美匹配与融合。     

构建固定翼轻型运动飞机质量控制系统的思考

研究了各国轻型运动飞机的适航管理特点,梳理国内轻型运动飞机(固定翼)质量控制系统的政策要求,重点分析了质量控制系统各要素的要求。最后结合我国轻型运动飞机(固定翼)取证现状,提出了建设质量控制系统的建议,为轻型运动飞机研制单位提供技术参考。     

永磁约束电子束轨迹实验研究

通过设计并运用一种直流电子束轨迹简易测量方法,开展了永磁约束电子束轨迹实验研究,得到了永磁铁环对60~80 ke V电子束约束作用的实验数据。结果表明:该测量方法方便有效,结果较为准确;永磁铁对电子束聚焦作用明显,并呈现出一定的规律性。对永磁铁约束电子束研究工作奠定了基础。     

坦克运动参数自动检测装置设计

针对坦克射击训练缺乏有效的运动参数检测手段、训练成绩评定主观随意性大等问题,设计了坦克运动参数自动检测装置。该装置采用传感器及计算机技术,实时监测坦克在射击过程中的运动参数。该装置采用一套柔性支架可在多种型号的坦克上安装,在野外行车环境下可靠性高,能够不受强光照射、坦克行驶的扬尘、坦克电源电压波动大等恶劣因素的影响。     

蜻蜓起飞过程飞行特征实验

针对蜻蜓自由起飞过程和准自由起飞过程进行实验观测,采用两个光轴相互垂直的高速摄像机进行拍摄,通过特征点匹配和三维重构方法准确地捕捉了两种起飞过程中蜻蜓身体和翅膀的运动参数,并进行运动特征分析与对比。实验结果表明:蜻蜓在自由起飞过程中采用同步振翅,离地后逐步转换成异步振翅(约110°),最大瞬时竖直加速度可以达到20m/s2;在准自由起飞过程中采用异步振翅(相位差180°),之后相位差逐步降低,最大瞬时竖直加速度为12m/s2;此外发现同步振翅、大攻角下拍及大拍动角有利于升力的产生。      

高度-速度剖面内再入轨迹快速规划

提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下，利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界；利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量，进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中，增量的形式选取为分段二次型函数，其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到，其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真，结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹，且适应性好。     

基于NHDO的机动目标拦截攻击角度约束导引律

为了精确控制导弹在有限时间内以期望攻击角度拦截机动目标,采用将导弹自动驾驶仪简化为惯性环节的方法,结合终端滑模控制理论设计了一种带攻击角度约束的有限时间收敛制导律。为了滤除视线角速率噪声,提出一种非线性跟踪微分滤波器对噪声进行滤波,建立了考虑滤波的制导系统状态方程,基于此方程设计非齐次干扰观测器,用于目标机动不确定项的估计补偿。仿真结果表明,所设计的制导律能达到对视线角速率有效滤波,对目标机动状态精确估计的目的,克服系统动态延迟对制导精度的不利影响,满足攻击角度和制导精度的双重要求。