复杂动态环境下无人飞行器动态避障近似最优轨迹规划

针对复杂动态环境下无人飞行器的动态障碍规避问题，基于合理假设建立了无人飞行器和动态障碍的运动学模型，并综合考虑无人飞行器飞行过程中的终端约束、控制输入约束、安全避障约束等，以能量最少为性能指标构建动态避障问题数学描述。之后，针对终端约束和控制输入约束，依据优化模型预测静态规划算法(OMPSP)生成初始轨迹；针对动态避障问题的不等式约束，引入松弛变量并结合滑模变结构控制方法设计松弛变量动力学，实现对一个、多个或同时多个动态障碍的安全规避；最后，依据有限时间微分动态规划(RHDDP)算法进行轨迹优化，获得满足上述各种约束并能规避动态障碍的近似最优轨迹。     

基于COSMIC掩星精密定轨数据的等离子体层电子含量研究

等离子体层是日地环境重要的组成部分.本文利用COSMIC掩星精密定轨数据经处理后得到的podTec文件获取等离子体层电子含量（PEC）对等离子体层进行研究.将podTec数据进行处理后获得的PEC（pod-PEC）和IRI-Plas经验模型提供的PEC （IRI-PEC）进行对比，发现pod-PEC与IRI-PEC符合得较好.在低（0°—20°）、中（20°—50°）、高（50°—90°）修正地磁纬度带下，分析了COSMIC在太阳活动极大年（2014年）3，6，9和12月的pod-PEC，得到如下结论:PEC随着纬度升高而逐渐减少，且3，9月PEC在中低纬关于磁赤道的南北对称性较好，6月北半球各纬度带的PEC明显高于南半球同一纬度带的值，而12月情况则完全相反，南半球中纬的PEC甚至会等于北半球低纬的PEC值；PEC在白天高而晚上低，高纬地区的PEC昼夜变化不明显；PEC具有明显的季节性.对于北半球，一年中PEC最大值出现在春季，冬秋季次之，夏季最低，具有明显的年度异常现象.      

弹载变转速定量泵高动态压力控制特性分析

传统弹载电液伺服系统的液压能源采用有刷直流电机驱动恒压变量泵的方式，泵源压力在导弹飞行过程中设定值恒定，但在平飞段过程长、负载小，对能源压力需求低，造成弹上能源总利用率不高的问题，提出无刷直流电机驱动小排量液压泵的压力控制泵源的设计，在低气动负载阶段适当降低系统压力，进而降低节流损失与泄漏量，提高能量利用率。分析了变转速定量泵的流量压力特性曲线，通过建立基于变转速压力控制泵源的位置电液伺服系统数学模型与仿真模型，分析了变转速定量泵压力控制系统在典型工况下的位置跟踪、系统压力变化与能量利用效率，验证了压力控制系统能够在导弹平飞段保证位置伺服系统跟踪正常的前提下，能有效提高系统效率，证明了变转速定量泵压力控制系统的有效性与可行性。     

0.3 m低温连续式跨声速风洞结构设计

低温风洞运行过程中，洞体回路承受的温度低且温度变化范围大，使结构产生较大的热变形和热应力，将影响风洞的气动性能和安全性。在进行0.3 m低温风洞结构设计时，通过合理选取风洞结构材料、采取驻室夹层内腔的气流换热和结构热变形释放等措施对结构热变形进行有效控制，并针对洞体回路的热变形和热应力计算等内容开展了仿真研究。计算结果表明，降温7200 s后，拐角导流片的温度降至约110 K，稳定段的法兰温度约为250 K，洞体回路的最大热应力出现在换热器驻室壳体上，约为110 MPa，安全系数大于1.8；洞体回路温度降至90 K时，长轴方向收缩约为29 mm，短轴方向收缩约为12 mm。通过低温风洞试验发现，仿真计算结果接近于实际的测量结果，调试试验结果验证了该风洞结构设计的可靠性。     

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。      

高超声速伸缩式变形飞行器再入制导方法

针对高超声速变形飞行器再入制导问题，提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案，建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量，分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上，利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度，通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束，通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高，相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑，且在扰动条件下具有一定鲁棒性。      

拦截高速目标的比例与反比例导引捕获区分析

针对拦截高速目标的作战特点，分析了比例导引(PN)与反比例导引(RPN)的捕获区。首先，通过分析拦截弹与目标的相对运动关系，推导得到了顺轨和逆轨的零控拦截条件，此条件由目标和拦截弹的速度前置角以及二者速度比确定；其次，以拦截弹和目标速度前置角为坐标系，推导得到了PN以及RPN捕获区以及各自导航比设置范围。PN的捕获区由逆轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(N-1)的两条直线构成，RPN的捕获区由顺轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(-N-1)的两条直线构成；然后，利用函数对称性将PN与RPN捕获区转换到同一坐标区间，得到了相同条件下RPN捕获区要大于PN捕获区的结论；最后，开展了四种情形下的仿真，验证了本文捕获区分析的合理性及有效性。     

一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象，提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上，在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节，横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC)，同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题，具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明，所提方法可有效抑制振荡现象，满足终端约束及再入走廊约束，方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。      

高低轨遥感卫星联合监测火灾模式分析

高低轨遥感卫星联合监测火灾模式是指使用高轨卫星每日针对重点区域巡查,发现火点,对已发现火点,快速调动高轨卫星应急规划,高频次获取灾区观测数据,掌握火势发展情况;通过低轨高分辨卫星侧摆成像,详查灾害区域,进行过火面积评估。文章针对遥感卫星高低轨联合监测过程中卫星数据获取时效性存在的问题及要求,建立高轨卫星一键式应急任务规划系统,并构建森林火灾应急需求与低轨卫星资源匹配的规则和算法,实现应急任务一键式分配至各低轨卫星任务规划系统,提升高低轨卫星应急响应时间。     

基于ESO的高超声速飞行器解耦控制

针对高超声速飞行器三通道具有强耦合的问题，提出一种基于扩张状态观测器的全通道解耦控制方法。该方法不需要根据耦合项特点设计耦合补偿模型，而是通过设计扩张状态观测器，将高超声速飞行器耦合项视为扰动，利用扩张状态观测器具有实时跟踪估计扰动的能力，将耦合项扰动估计出来。通过补偿控制来消除耦合的影响，从而完成解耦控制。进一步，通过LQR控制方法完成姿态控制系统的闭环反馈控制律设计，最终实现一种工程上实用的高超声速飞行器解耦控制方法，并通过数学仿真验证了该控制方法的正确性和有效性。