大气层外自旋稳定微型拦截器点火算法研究

对大气层外自旋稳定微型拦截器的脉冲点火算法进行了研究。在考虑变质量后质心位置变化所产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰以及弹体自旋运动对直接力分量影响的基础上,建立了自旋稳定微型拦截器六自由度数学模型,结合比例导引律设计出拦截器脉冲发动机的点火算法。该点火算法可以在满足脱靶量要求的前提下减少脉冲发动机的消耗并降低对拦截器姿态运动的影响。仿真结果表明,该方法能有效实现微型拦截器在末制导段的精确制导控制。     

热控涂层参数对卫星辐射特性的影响

为分析卫星红外和可见光双光谱辐射特性,分别建立了采用节点网络法求解卫星表面热控涂层温度和卫星辐射特性的计算模型,依据粗糙表面光散射理论计算了涂层表面对太阳、地球和地球反照辐射的吸收和反射。通过数值模拟,计算分析了卫星对地面的温度变化规律。最后,选择不同的热控涂层参数,获得了对卫星在红外和可见光波段的辐射特征的影响。     

基于组合优化算法的临近空间飞行器轨迹优化

提出一种临近空间飞行器轨迹优化方法,利用基于支持向量机与遗传算法的组合优化算法,解决多约束条件下的高效轨迹优化问题。首先,建立临近空间飞行器轨迹优化数学模型。然后,通过参数化方法和惩罚函数法将轨迹优化问题转化为约束参数优化问题。在此基础上,提出一种求解无约束参数优化问题的组合优化算法,通过支持向量机对遗传过程中产生的种群进行分类,提高基本遗传算法的计算效率,结合轨迹优化数学模型,给出轨迹优化算法。最后,以临近空间飞行器航程最远轨迹优化问题为例,进行数学仿真分析。仿真结果表明,针对给定的算例,文中提出的方法与基于基本遗传算法的轨迹优化方法相比,计算效率显著提高。     

一种高集成高可靠位移、压差信号变送器设计

介绍了一种新型控制系统变送装置的组成结构和相较于传统变送装置的改进特点。新型变送装置采用双曲线插针、插孔连接的内部无引线结构,采用新设计芯片集成原有位移变送芯片和压差变送芯片功能,运用正弦波函数振荡器和功率放大器驱动传感器以及同步解调测量信号原理,运用最新设计原理优化电源供电电路、滤波电路和温漂补偿电路,通过多种环境试验考核和分析试验测试数据,达到了提高控制系统变送装置测量准确度、集成度和可靠性的效果。     

基于嵌入式汇编角位移变换器的设计

为满足飞行器舵机轴角位移信号测量、变换及数字传输,研制了一种嵌入式汇编角位移变换器。该变换器可接收中心程序指令,启动单片机微控制器,按照时序要求采集角位移传感器的输出信号,经过信号处理后进行数字化传输。通过产品研制,提高了产品的线性度,使这一重要性能指标达到0.05%,优于飞行器系统0.14%的使用要求。     

压力传感器单电源调理电路技术研究

对单电源供电的压力传感器调试中出现零位输出较大且存在相应死区的问题,进行了理论分析,找出了问题原因,采取了有效的解决措施,为传感器产品化和产业化奠定了基础。     

基于代理模型的制导火箭炮发射诸元计算方法

针对制导火箭炮发射诸元的快速计算问题,提出了一种结合大样本数据和代理模型计算发射诸元的新方法。运用代理模型建立射角、无控弹道侧偏与炮位纬度、炮位高程、射向、射程、目标点高程及药温之间的函数关系,并根据射程和无控弹道侧偏的预测值对射向进行修正。仿真结果表明,高阶多项式响应面、相关函数为高斯函数的Kriging、高阶单项式径向基函数、核函数为高斯函数的最小二乘支持向量机、激活函数为正弦函数的超限学习机以及由上述单一代理模型构建的组合代理模型均具有较高的预测精度,各种单一代理模型对射角和无控弹道侧偏的预测时间均小于1 ms,证明了基于代理模型的射角和无控弹道侧偏预测方法切实可行,且通过对射向进行修正有效减小了由于地球自转引起的无控弹道侧偏。      

一种质量矩导弹模糊姿态控制规律的研究

针对大气层内飞行的质量矩导弹,提出了一种基于模糊逻辑的姿态控制规律。在建立了3轴稳定质量矩导弹姿态运动模型的基础上,制定了3个方向上滑块位置对应的模糊规则表,并通过分析角加速度和遍历条件的关系对3个滑块位置协调控制。同时利用遗传算法根据指定的性能指标对PD控制参数进行离线校正。仿真结果表明,该方法能在保证系统稳定的情况下有效实现导弹的姿态调整。     

抢渡长江模型

本模型对抢渡长江问题的研究 ,根据江面水流速度的各种情况 ,给出了若干个抢渡长江的模型 ,根据问题中所提供的具体数据 ,利用Mathematica对数值问题解的精确性、正确性、有效性 ,得出在各种情况下渡过长江所需的最小时间Tmin。首先给了长江流速呈离散分布 ,且游泳者的速度大小不变 (方向可变 )的情况下从起点游到终点所需时间的模型 ,模型如下 :MinT(d) =2×t1+t2s.t.v2 x1+v2 y1=v2v2 x2 +v2 y2 =v2(vx1+1.4 7)×t1=d(vx2 +2 .11)×t2 =10 0 0 - 2×dvy1×t1=2 0 0vy2 ×t2 =76 0t1>0 ,t2 >0 ,vx1<0 ,vx2 <0 ,vy1>0 ,vy2 >00 0 ,t2 >0 ,vx1<0 ,vx2 <0 ,vy1>0 ,vy2 >00 相似文献   

某型超低空无人驾驶靶机颤振模型平尾的修改设计

本文针对某型无人机颤振模型平尾作大修改的情况,提出了一种有效的两步设计过程,以解决在满足预定频率和振型及总重量为给定的条件下带约束的动力学再设计问题。在第一步设计过程中,通过将参考振型作为节点质量配置的位置加权函数,有效地将大修改问题转化为小修改问题。进而在第二步设计过程中,对结构进行满足某些性能约束条件及工艺性的小修改再设计工作。通过对实际颤振模型平尾的动力学再设计,证明了此两步设计过程具有高效、快速的特点。