主动防御的最优预测协同制导律研究

飞行器面对来袭导弹威胁时，可通过主动发射防御导弹的方式确保自身安全，这种方式称为主动防御.针对主动防御任务中传统制导律性能较差的问题，本文基于预测制导思想提出了一种高效的三维制导策略.建立了飞行器载机、来袭导弹和防御导弹的三维相对运动学模型，将迭代计算与经典制导律相结合，可对预期拦截点进行实时预测，并将其设定为虚拟目标，再设计制导律对虚拟目标实施追踪.预测制导策略建立在将高速来袭目标转化为低速虚拟目标的思想上，从而提高了拦截性能.通过非线性模型的数值仿真，验证了在应对机动的来袭导弹时，主动防御预测制导律相对于此前的方法所需的制导过载更小，脱靶量更小，制导能量损耗更小，拦截包线更大.     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内，较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明，发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上，发动机推力越大，引流效果越明显，且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值；而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下，发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时，必须考虑发动机引流对气动力的影响。     

航天器能源管理技术研究进展

航天器的发展对能源系统稳定性、带载能力、功率重量比和运行效率提出了更高的要求,从而能源系统架构设计、太阳能电池控制技术、储能电池组管理技术和能源调度技术等成为亟待进一步研究的关键技术.分析了太阳能电池最大功率点跟踪算法及其实现技术,阐述了能源系统调度策略,探讨了储能电池组充放电控制及均衡技术.通过对航天器能源系统关键技术的对比与总结,明确了能源管理关键技术的发展趋势,对未来空间航天器的电气化发展具有一定的现实意义.     

航空发动机健康管理用户的诊断预测指标体系

航空发动机健康管理的顶层设计必须要满足不同健康管理用户的使用要求。简要介绍了健康管理系统的用户分类和开发流程,重点分析了面向外场使用的后勤、飞行、维修、机群管理等军方健康管理用户的要求。从健康管理诊断和预测的技术实现出发,分别分析了军方不同用户的要求与诊断、预测指标之间的映射关系,建立了相应的诊断和预测指标体系。可为军方制定满足外场使用需求的研制总要求,工业部门制定贴合用户需求的研制规范提供借鉴。     

具有容错特性的两层数据流聚类方法

提出一种具有容错能力的进化数据流聚类算法FTGDStream (Fault-Tolerant Grid-Density Clustering over Data Stream),通过在聚类过程中引入适当的松弛条件,从而在含有噪声的真实世界数据中获取更加泛化的有用知识.首先利用基于相似性度量和小波技术的HLSFTS (Hierarchical Lifting Scheme Fault-Tolerant Synopses)层次概要数据结构实现在线微聚类过程,然后采用基于网格密度的聚类算法实现离线宏聚类过程.在线算法所构造的小波概要数据结构对原始数据的高压缩率降低了离线网格密度聚类算法的计算负载,提高了二层数据流聚类算法的效率.在UCI数据集上的仿真实验结果表明,FTGDStream算法可以聚类任意空间形状的数据并且适用于高维数据流环境,是一种具有容错能力的高效数据流聚类算法.     

战斗机非线性飞行控制技术的研究与发展

战斗机非线性飞行控制技术研究综述。首先介绍战斗机技术发展走向,然后对当前主要战斗机飞行控制设计方案进行分析,并重点介绍神经网络在飞行控制中的应用研究。最后指出,基于神经网络的智能控制方案作为飞行控制的重要研究方向,将为未来先进战斗机飞行控制系统设计提供重要的解决方案。     

具有SDRAM容错和检错功能的PowerPC 高性能处理单元设计

介绍一款PowerPC架构的高性能嵌入式处理单元设计.利用PowerPC体系结构内建的差错检测和报告机制,采用CPLD设计和实现了三模冗余(TMR)SDRAM存储器模块,不但提供高速存储器的容错能力,还具有差错检测能力,提高了处理单元的可靠性.介绍一个分布式容错计算机的实例,并分析了该方案的优点.     

基于GaN-HEMT并联的航空电机驱动系统设计研究

在深入了解宽禁带电力电子器件的发展现状和开关特性基础上,提出了一种基于GaN-HEMT并联的航空电机驱动系统,开展了GaN-HEMT并联的驱动电路及数字控制器平台设计与实践。搭建了试验系统,进行了相关测试。试验结果验证了设计的正确性。     

高可靠电机系统主动变结构与容错控制技术

为了更好地、更高性能地适应航天器多极端工况对伺服系统输出特性的需求变化以及高可靠应用需求,提出了一种新型高可靠电机系统,其主要包括变结构控制器、可变结构驱动拓扑和变结构容错电机。根据系统所需,通过在线变换驱动器与电机绕组的连接方式,重构电机系统结构和参数,进而改变电机系统的输出性能,最终实现每个工况下均能达到航天任务所需性能最优的目的;在驱动器或者电机绕组发生故障时,亦可通过电机系统结构变换,将故障进行隔离并进行容错控制,让剩余的正常部分还能输出所需的扭矩,实现电机系统的带故障运行,保证系统具有故障-工作的高可靠性能力。     

三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。