飞航导弹分层变结构控制

飞航导弹模型可以处理成一种四层非线性、时变块对角结构，但其中一、二层模型不是仿射型模型，这在控制理论的应用上受到限制。本文应用优化线性理论，对这两层模型进行了仿射型处理，这样就得到了飞航导弹的四层非线性信射型模型。接着，本文提出了玫类非线性系统的变结构控制方法，从而对导弹进行了分层变结构控制器设计。仿真结果表明，所设计的系统具有很强的鲁棒性。     

飞航导弹变结构过载控制方案研究

对飞航导弹的变结构过载控制进行了研究,提出了以过载、角加速度和角速度构造滑模面的工程易实现的方案。同时,应用根轨迹方法,进行了控制参数的优化设计。最后,针对两类典型飞航导弹模型,将"过载 角加速度 角速度"方案与"过载 角加速度"方案进行仿真比较。结果表明"过载 角加速度 角速度"方案适用范围更广、控制效果更好。     

远程飞航导弹的非线性控制系统设计

本文首先根据两个原则，把远程飞航导弹非线性运动模型处理成一种块对角结构，并由此定义了块对角非线性系统和它的逆解。然后提出了一种由逆解所组成的块对角控制器的设计方法。接着，本文对远程飞航导弹进行了块对角控制器设计，取得了成功。通过仿真表明，该方法设计的系统具有良好的性能，而且有着广泛的应用潜能。     

弹道导弹再入飞行对雷达隐身空域分析

根据弹道导弹飞行的弹道、末段搜索雷达的布置位置以及导弹再入飞行时相对雷达方向的RCS值以及雷达最大作用距离等情况，对弹道导弹飞行时相对搜索雷达的隐身空域、时域等进行了分析、计算。提出了分析、计算的方法，并对假设的样例进行了分析、计算，最后简要概述了拓宽导弹隐身空域的几种途径。     

不同形状弹头的导弹目标雷达散射截面的计算

对处于高频区的导弹目标的电磁散射特性进行了研究分析,综合运用各种高频方法,计算了三种典型形状弹头的飞航导弹目标的雷达散射截面,并经过了文献中给出的测量结果的验证。最后,依据仿真结果对如何实现导弹目标隐身的措施进行了讨论。     

导弹翼面随机有限元法及程序研究

讨论两种应用于导弹翼面结构的随机有限元法及其计算程序，试算表明，本方法与程序可适用导弹翼面结构的可靠性预测与可靠性设计。     

法国研制隐身巡航导弹

法国研制隐身巡航导弹法国马特拉公司已开始设计和研究下一代高超音速隐身攻击导弹，并正在进行凤洞模型试验。这种导弹采用冲压式喷气发动机作为主航发动机，固体发动机作为助推器。其前弹体具有明显的边条，弹头与扁平的翼面融为一体。冲压式喷气发动机的进气口安装在弹...     

RAM技术在隐身飞行器薄型翼设计中的应用

雷达吸波材料（ＲＡＭ） 技术是隐身技术中的重要技术之一，并且在隐身武器，尤其是隐身飞行器系统设计中得到广泛应用。本文首先简要阐述了雷达吸波材料吸波的基本原理，然后以隐身导弹薄型弹翼的低雷达散射截面（ＲＣＳ） 设计为例，探讨了涂覆型雷达吸波材料涂覆方案的设计思想和方法，最后给出一部分隐身飞行器薄型翼面低ＲＣＳ设计的样例。     

星舰气动性能及任务特性仿真分析

通过对星舰的总体参数和气动布局进行反演建模，采用数值仿真方法，分析星舰的气动布局特点、前后翼面操纵控制策略、典型载人登月任务推演等。结果表明:星舰再入返回采用低质阻比有翼锥柱体外形设计，与传统航天飞机的返回方式不同，再入时末端速度较低，前后翼面在小、大攻角下均能实现对舰体姿态的有效控制，采用创新性的气动翼面和发动机反推组合控制技术，充分利用气动减速，实现舰体平躺再入返回和垂直降落的回收模式。经分析可知，星舰载人登月任务需发射在轨补给星舰次数偏多;采用轨道式投送方案时，星舰具备实现全球1 h快速抵达任务能力。     

基于单神经元的飞航导弹智能PID控制

针对飞航导弹扇面发射和大空域机动飞行引起的非线性时变、建模误差等问题，根据智能控制、神经网络及传统的PID控制理论设计了一种基于单神经元的智能自整定PID控制器。仿真结果表明，该控制器可使飞航导弹的自动驾驶仪具有较好的飞行品质和精度、更强的鲁棒性，同时也能满足实时性要求，且工程实现简单。     

舷外雷达有源诱饵在舰艇反导中的运用研究

阐述了舷外雷达有源诱饵的干扰机理,并对影响干扰效果的诱饵有效雷达截面积理论计算公式进行了推导,从中找出了影响诱饵有效雷达截面积大小的因素,通过对其中诱饵有效辐射功率和诱饵距反舰导弹距离因素的分析,提出了舰艇使用舷外雷达有源诱饵防御反舰导弹时,在发射时机、布放位置和干扰方位上应采取的措施。     

引信目标RCS理论算法的发展及应用

论述了引信近场雷达散射截面(RCS)计算的特殊性及难点，同时介绍了计算引信目标RCS的多种高频理论预估方法，着重比较了物理光学面元法与几何光学法，并讨论了其他一些理论方法的特点。通过某型导弹的应用实例，指出了引信目标模型在雷达引信目标系统仿真中的重要作用。     

一种隐身无人飞行器外形的电磁散射特性的实验研究

以降低无人飞行器侧向雷达截面（RCS）为目的，根据电磁散射基本理论和低RCS选型的基本原理，设计了一种以椭圆截面为机身、大后掠角的翼身和边条融合的鸭式布局外形。电磁散射性的实验结果表明，该外形的RCS在侧向比基准模型的降低了10dB左右。     

雷达寻的导引头天线雷达截面积研究

简要地阐述雷达寻的导引头天线的功能与发展、导引头天线雷达截面积（ＲＣＳ）问题提出的原因以及隐身的措施。介绍了某些形式导引头天线ＲＣＳ的测量和对测试数据的统计方法，并给出ＲＣＳ的测量结果。最后提出从ＲＣＳ考虑对雷达寻的导引头天线外形选择的初步看法。     

基于AutoCAD几何建模的近场目标电磁散射计算技术

为了计算复杂目标的雷达散射截面（RCS），提出了一种基于AutoCAD几何建模的近场目标电磁散射计算技术，计算了单元体，组成体以及飞机的近场雷达散射截面，理论计算和实测结果较为吻合，为在微机上计算复杂目标近场RCS提供了一种理想的方法。     

直线阵频带内的辐射和散射特性分析

为降低阵列天线工作频带内的峰值副瓣电平(PSLL)和雷达散射截面(RCS),提出利用混合优化算法IGA\|EDSPSO, 通过调整阵元间距优化辐射阵因子和散射阵因子,使其带内的辐射和散射特性得到改善。并采用渐近波形估计技术(AWE)结合矩量法(MoM)计算了线阵频带内的PSLL和RCS,考虑互耦后的结果更接近实际情况。与均匀直线阵相比,非均匀阵的PSLL在-17dB以下,RCS在绝大部分频点得到了很好地减缩,证明了此方法的有效性。
     

超视距雷达探测高超声速飞行器可行性分析

在前期开展再入飞行器RCS（雷达散射截面）特性试验和理论研究的基础上,对典型临近空间高超声速飞行器RCS特性开展了研究,分析了绕流和尾迹对飞行器本体RCS特性的影响。研究表明等离子体流场在头身部绕流、近尾尾迹和部分远尾尾迹的最大电子密度将远高于电离层最高电子密度,更高于典型天波超视距雷达工作频段对应的临界电子密度。因而等离子体尾迹将会对3~30 MHz频段电磁波产生较强的散射,使得等离子体尾迹的RCS远远大于飞行器本体的RCS。利用临近空间高超声速飞行器尾迹RCS的这一特点,有可能实现对临近空间高超声速飞行器的超视距探测。     

可折叠弹翼支架中双弹翼同步问题的分析与研究

根据巡航导弹可折叠弹翼支架中传动链的结构特点,通过分析产生双弹翼展开不完全同步的客观因素,指出现有结构的不足之处,提出能够保证双弹翼同步展开到位的全新改进方案。详细介绍新设计方案的工作原理和实施新方案应注意的具体措施,并提出在新产品的方案设计阶段,从技术经济学的观点出发,实现结构设计与现有工艺水平互动的设计方法。     

巡航导弹可折叠弹翼支架中驱动装置工作状态的分析与研究

根据巡航导弹可折叠弹翼支架中驱动装置的工作条件,分析了不同安装形式的受力状态,指出现有机构的不足之处,提出了新的设计方案和实施新方案的具体措施,并对新方案中驱动装置的行程变化状况和动力特性进行了较为详细的分析。