一种地月转移轨道中途修正的制导算法

针对地月转移轨道中途修正问题，提出了一种求解修正速度增量的制导算法。该算法由初值设计和精确解求解两部分组成。首先，利用伪状态理论，通过简单迭代设计中途修正的初值，并通过Vinti预报方法修正了地球扁率的影响。然后，在求解精确解时，提出了一种基于伪状态理论的状态转移矩阵解析算法。该算法通过设计高精度的初值，降低了求解地月转移轨道中途修正问题的难度，而且避免了传统数值方法计算状态转移矩阵的复杂性。数值仿真结果表明，该算法可有效求解中途修正问题。     

翼尖铰接复合飞行器动力学特性研究

航空飞行器通过翼尖铰接机构复合飞行时的气动耦合效应，会造成飞机产生不同于其单独飞行时的动力学特性，出现复合飞行安全问题。为研究翼尖铰接复合飞行器的动力学特性，使用Newton-Euler方法和Robberson-Wittenburg方法建立了双机组成的翼尖铰接复合飞行器多刚体系统整体和内部的7自由度非线性动力学和运动学方程组。在气动准定常假设下建立双机复合系统非耦合气动力表达式，基于CFD方法开展复合飞行器系统的三维实体建模和非结构网格划分工作，获取复合飞行器系统的气动力数据。搭建动力学仿真平台，开展准配平方案和全配平方案下的动力学仿真。仿真结果表明:准配平方案下飞行器无法持续稳定飞行，而全配平方案下复合飞行器系统各运动参数在仿真时间内始终趋于稳定。在全配平方案下，使用小扰动假设的非解耦线性化方法重新整理7自由度动力学方程组，研究复合飞行器系统运动模态的特征值中出现的2个发散新模态，根据对应的特征向量发现2个发散模态分别由相对滚转角度和角速度主导，同时也比较分析了其他运动模态相比单机飞行时的特性变化规律。      

一种多极化天线的设计

为了增强信道容量和提高极化信息利用能力，文章设计了一种多极化天线。首先，基于口径耦合馈电技术，优化设计了一种改进的H形线极化缝隙耦合天线；其次，在馈电层设计了单馈线和3dB分支线耦合器作为多极化天线的馈电电路；最后，通过不断优化设计，构建了多层缝隙耦合多极化天线，天线的线极化激励端口采用单馈线形式，左旋/右旋圆极化特性由3dB分支线耦合器来实现。对设计的多极化天线进行了制作和测试，测试结果表明，整个多极化天线的阻抗带宽为12.8%，线极化与圆极化端口之间的隔离度大于15.8dB，圆极化端口之间的隔离度在大部分频段内大于15dB，匹配和辐射特性良好。天线具备线极化、左旋圆极化和右旋圆极化3个极化特征，在雷达和通信领域具有一定的应用前景。     

基于射线追踪的快速雷达图像仿真方法

为了解决目标识别、隐身目标设计等研究领域对雷达图像需求日益增加的问题,提出了一种基于射线追踪的快速雷达图像仿真方法。该方法利用射线追踪计算每一个射线管的散射电场及其在雷达成像平面的投影坐标,通过将所有射线管的贡献在像域进行累加得到1幅二维雷达图像。通过对不同路径射线的聚类,可实现对散射贡献的分离,从而建立目标部件与强散射源的对应关系,并对复杂目标雷达图像进行解释。给出了Slicy目标的快速雷达图像仿真与算例分析,分析结果表明:基于射线追踪的快速雷达图像仿真方法可对复杂雷达图像进行有效预测,并能对强散射源进行成因分析。     

基于超螺旋二阶滑模的双馈风力发电机控制策略

传统双馈风力发电机(DFIG)控制存在抖振现象,容易造成系统的不稳定。为了减轻控制抖振现象,提高控制的稳定性,在分析了DFIG动态特性的基础上,建立了DFIG的数学模型,设计了超螺旋二阶滑模控制器,并研究了突变风的情况下滑模控制器的控制性能。通过MATLAB/Simulink工具进行了仿真验证。仿真结果证明:滑模控制器具有良好的最优转矩跟踪能力和无功调节能力,与一般的控制方法相比鲁棒性较强,转子控制电压连续,控制产生的抖振可以大幅减轻,系统的稳定性大大提升。     

导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

针对导引头系统的特点, 从火箭橇试验系统的振动源分析, 开展导引头系 统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚 氨酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡胶的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动 环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。     

ATP系统驱动装置设计

捕获、跟踪和瞄准（Acquisition,Tracking,Pointing—ATP）系统是飞行器激光通信与协同控制系统的重要组成部分。本文提出了基于激光反射的二维扫描ATP系统的总体解决方案,建立了扫描模块中关键器件的理论数学模型,实现了电路控制模块的硬件与软件界面的设计,最终搭建了ATP系统驱动装置。该装置响应迅速,结构紧凑,稳定性好,可完成120°视场的扫描以及视场中任意一点的定位。     

双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究

对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于侧滑气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。     

热等静压对激光选区熔化成形GH4169合金持久性能的影响

采用激光选区熔化(SLM)成形技术制备了GH4169合金,运用金相显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)、电子背散射衍射(EBSD)和透射电镜(TEM)等分析手段分析了热等静压对SLM成形GH4169合金组织及持久性能的影响规律。结果表明:沉积态合金组织中,沿沉积方向的晶粒为柱状晶,晶粒内枝晶组织细小,枝晶间分布大量Laves相;热等静压处理可有效消除组织中气孔缺陷,溶解大部分Laves相,促使组织晶粒等轴化,并减少后续980℃固溶处理过程中δ相在晶内的析出;热等静压处理能提高合金的持久寿命,但会降低合金的持久塑性。     

失效航天器姿态接管的SDRE微分博弈控制

针对燃料耗尽的失效航天器姿态接管控制问题，提出多颗微卫星协同实现姿态稳定的状态相关黎卡提方程(SDRE)微分博弈控制方法。首先，将姿态接管问题转化为多颗微卫星的微分博弈问题，基于组合航天器的姿态模型和微卫星的性能指标函数建立多颗微卫星的非线性微分博弈模型，微卫星通过独立优化各自的性能指标函数得到控制策略。其次，引入状态相关系数矩阵，将非线性博弈转化为状态相关线性二次型博弈，采用SDRE方法更方便地逼近微卫星的博弈均衡策略。最终通过李雅普诺夫迭代法求解耦合状态相关黎卡提方程组得到微卫星的状态反馈控制器，实现微卫星的自主决策。数值仿真验证了多颗微卫星采用微分博弈控制方法实现姿态接管的有效性和容错性。