空面导弹弹道的舵面控制律设计

研究导弹在发射后飞行阶段的控制律。首先建立导弹总体布局数学模型和气动模型 ,再分别对导弹的纵向、横向和滚转向的控制律进行分析 ,其中纵向分为下滑段、巡航段和末段制导俯冲段 ,并依次对每一阶段的控制律进行分析 ,最后 ,对下滑段升降舵控制律进行算例计算。实际应用表明 ,所设计的控制律是正确的 ,能够保证导弹最终精确击中目标。     

绳系拖曳飞行器高抗扰轨迹跟踪控制

针对受未知风扰动作用下的绳系拖曳飞行器轨迹精确控制问题,设计了一种基于最小学习参数神经网络估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法。首先,结合绳系拖曳系统多刚体动力学模型,构建拖曳飞行器六自由度非线性模型,并完成其仿射非线性化处理。其次,考虑到拖曳飞行器可能受到前方飞机尾涡、紊流和阵风等未知气流及不可测量瞬变缆绳拉力等扰动的综合影响,构建了基于最小学习参数神经网络的拖曳飞行器状态/扰动在线估计器,以准确重构系统不可测量集总扰动。然后,基于所提状态/扰动在线估计器,设计了一种基于最小学习参数神经网络状态/扰动在线估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法,并分析了系统稳定性。最后,仿真表明,所提方法能够在多重气流扰动下实现拖曳飞行器位置稳定和机动轨迹跟踪。      

天基观测目标卫星光度特性分析

从辐射理论出发,推导出两种卫星基本漫反射表面(柱体和平板)的辐射照度计算公式;基于J2000.0地心赤道惯性坐标系,分析了天基观测时太阳、目标卫星和观测卫星的位置矢量坐标,并进一步求出了它们之间的角度和距离关系,通过仿真算出了一定观测时间内目标卫星的视星等。仿真计算表明,天基观测由于不受地球曲率影响,且观测几何拉开,太阳相位角、观测距离变化范围较大,因此目标卫星视星等变化范围较大。     

自适应滤波技术的研究

应用常规卡尔曼滤波器(KF)要求知道系统精确的数学模型和系统噪声与量测噪声的统计特性,才能获得理想的滤波效果,否则可能产生发散现象。人们越来越倾向于利用自适应滤波(AKF)技术来解决发散的问题。针对AKF技术的研究现状,本文探讨一种结构简单、实时性较强、工程上比较实用的AKF算法。仿真结果表明,这种算法具有较强的自适应性,为一种实用而有效的滤波方法。     

某型发动机二级压气机叶片断裂故障分析研究

某型发动机二级压气机叶片属于事故多发性零部件。最近又发生了叶身断裂故障,该故障是一种新型故障,与二扭共振引起的叶尖掉角故障不同:疲劳源位于叶盆中上部,靠近叶尖断裂飞出,断裂飞出部分约为叶片的1/3,故障件断口部分呈“S”型。本文从叶片断口金相、扫描电镜分析、振动特性计算分析、叶片静频和振型测量、疲劳破坏试验、第10阶相对振动应力测量和叶片疲劳寿命评估等研究工作,分析得出造成叶片疲劳破坏的故障机理是叶片第10阶振型在发动机0.8额定转速发生共振和叶盆表面损伤。      

基于D-S证据理论的GPS/MM组合系统车辆定位算法

根据分段、特征提取等地图匹配关键技术探讨了地图匹配的一般原理,提出了基于D-S证据推理理论的GPS(Global Positioning System)/MM(Map Matching)组合算法,提高了GPS单点定位精度.仿真结果和跑车实验验证结果表明上述方法是行之有效的.地图匹配算法不增加系统的硬件成本,对目前广泛应用的车载GPS导航定位系统是一个有效的解决方案.      

旋翼洗流对发动机喷流影响的计算分析

通过考察旋翼洗流对发动机喷流的影响来研究直升机发动机喷流的流动形式.首先应用自由尾流分析技术来计算旋翼尾迹和发动机绕排流空间的洗流速度.然后计算发动机的喷流轨迹,喷流截面形状和喷流物理参量,所得结果可以为预测直升机的温度分布提供参考.      

多元基体抗烧蚀炭/炭复合材料的微观结构分析

采用光学金相、扫描电子显微镜、透射电子显微镜、高分辨率电子显微镜多种微观结构分析手段，对多元基体C／C复合材料微观结构进行了研究。结果表明，采用的液相浸渍法制得的多元基体C／C复合材料，具有良好的微观、界面结构。     

ANSYS程序优化技术在固体火箭发动机设计中的应用

简述了ANSYS程序的设计优化、拓扑优化和变分优化技术的基本原理,通过针对固体火箭发动机的几个典型算例,分别介绍了这3种优化技术的分析过程,并进行了比较。由算例可知,基于有限元分析的ANSYS程序优化技术是进行固体火箭发动机优化设计、提高发动机性能的有效手段。     

蜂窝夹层板强度分析模型对比研究

在蜂窝夹层板强度设计中,为了降低计算成本,并得到准确的计算结果,需要对蜂窝夹层板进行有效的等效建模。以简化的仪器安装板为例,对比研究了等效板、三明治夹芯板、三明治实体夹芯板和蜂窝体夹芯板4种强度分析模型,并基于蜂窝体夹芯板计算模型,对4种强度分析模型下的变形、应力和频率计算结果分别进行了对比研究,得到计算精度、适用范围等工程结论,同时形成相关软件应用界面,指导飞行器结构设计。