空空导弹高抛弹道作战效能研究

为增加空空导弹的射程,设计了采用奇异摄动中制导律实现导弹迅速爬升并在最优高度上巡航的高抛弹道。建立了四种目标机动模型,通过弹道仿真,将奇异摄动中制导与弹道形成最优中制导进行对比,得到不同初始高度两种制导方式的最远初始攻击距离,分析了初始高度对高抛弹道性能的影响。仿真结果表明,所设计的高抛弹道能有效地增加空空导弹的攻击距离,进而提高导弹的作战效能。     

飞行模拟器飞行仿真系统集成方法研究

基于某型飞机飞行训练模拟器飞行仿真系统的设计,重点讨论飞行仿真系统的集成,旨在探索一种软、硬件交互的大型复杂系统的集成优化方法。最后,用实例证明了该集成方法的合理性与先进性。     

TA15钛合金电子束焊接接头不同区域的疲劳裂纹扩展行为研究

对TA15电子束焊接接头的熔凝区和热影响区的显微组织、硬度、疲劳裂纹扩展速率、以及疲劳断口形貌进行了研究。结果表明:熔凝区的显微组织主要为粗针状α′马氏体组织,热影响区组织为α′马氏体组织+条片状的α相和β相,由接近熔凝区组织向母材组织过渡。母材的硬度较低,熔凝区平均硬度最高,热影响区的硬度介于两者之间。疲劳裂纹扩展速率高低与其显微组织密切相关,含塑性较好的片状α相较多的热影响区比熔凝区有较高的裂纹扩展抗力。     

高动态GPS载波跟踪算法和环路控制策略研究

在接收信号有较高的多普勒频率及其一阶、二阶导数存在的情况下仍能正常工作的接收机被称为高动态接收机。设计高动态接收机的关键是设计参数与结构合理的载波跟踪算法。本文针对高动态环境下载波跟踪所遇到的问题,重点研究了频率牵引算法,FLL辅助PLL复合环算法及重要参数的设计,并提出了一种新的分阶段载波跟踪控制策略。本文采用GPS模拟器产生的高动态信号为实验源,基于Matlab平台建立系统模型,仿真结果表明：采用文中提出的载波跟踪算法的GPS接收机能在加速度100g,加速度变化率40g/s的动态指标下正常工作。     

封闭转静盘腔中紊流的数值模拟

对一个旋转盘腔的流场进行了数值计算研究。该盘腔由一个旋转盘,一个静止盘及静止的外围屏组成。在盘腔的核心区采用标准k-ε模型,在近壁区分别采用了两种低雷诺数紊流模型,即(1)单方程模型和(2)Launder-Sharma低雷诺数k-ε模型,并且在第二个模型中考虑了固体旋转引起的耗散率降低的修正。      

EEA/DCP材料的形状记忆特性研究

对以过氧化二异丙苯(DCP)为交联剂的乙烯-丙烯酸乙酯共聚物(EEA)体系进行了研究,结果发现DCP的用量对形状回复率、形状固定率、回复响应温度、拉伸强度和断裂延伸率有很大的影响,并由此确定了当DCP用量为0.5%时,EEA体系具有优良的形状记忆性能;此外对材料动态性能的测试,指出了随着DCP用量的增加,室温模量逐步降低,而高温模量逐步提高,该实验同时还揭示了形状记忆高分子的高弹平台特性.      

定常吹/吸气控制凸包分离的数值研究

针对凸包流动分离主动控制开展了参数化数值研究。凸包模型为NASA设计用于流动分离主动控制的内外流通用模型。重点研究运行参数变化时定常吹/吸气影响。首先采用试验数据标定了所开发程序,然后进行了一系列参数化数值模拟。结果显示:定常吸气作用明显不同于定常吹气。对于所给定几何模型,不管吸气流量增加到多大,吸气都无法消除分离,而吹气可以做到。详细展示流动结构并讨论了流动机理。      

微光机电系统制造工艺综述

重点阐述了微光机电系统(MOEMS)的基本制造工艺:硅微机械加工技术和LIGA技术,并介绍了几种典型的工艺应用。最后对其发展进行了展望。     

对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法

传统以对地指向偏差为约束的对日定向方法在星-日、星-地连线的夹角达到极值后，卫星期望姿态会发生大幅度快速翻转，导致较大的峰值功耗和寿命损伤。针对该现象，提出了一种可使期望姿态平稳变化的以对地指向偏差为约束的对日定向方法，将卫星的期望姿态设置为绕一基准姿态周期性地旋转。在不显著牺牲对日定向效能的同时，既确保卫星期望对地轴与对地方向的夹角小于约束角，又使得卫星姿态总体平稳变化。数值仿真表明:所提出的平稳对日定向方法能够大幅降低卫星期望角速度的峰值，同时能够满足对日指向和对地指向的需求。      

逼近无控旋转目标航天器的混合势函数安全制导

研究了追踪航天器逼近无控旋转目标航天器的安全制导问题，逼近过程中，追踪航天器需要躲避空间中的障碍物，同时需要避免与目标航天器的太阳能电池帆板和天线等附件发生碰撞。建立了视线坐标系下的两航天器间的相对运动方程，采用四元数描述目标航天器的姿态运动。将参考位置设为引力源，设计了吸引势函数。针对安全逼近问题，建立了球面安全区和锥面安全走廊，设计了安全势函数。将障碍物假设为具有一定半径的球体，设计了障碍物势函数。吸引势函数、安全势函数和障碍物势函数一起组成了混合势函数。为了解决整个势场中除参考位置外还可能存在其他局部极小点问题，对混合势函数进行了修正，保证参考位置位于混合势函数的最低点。利用Lyapunov稳定性理论对混合势函数进行了稳定性分析，推得符合要求的控制加速度，使追踪航天器沿着混合势函数的负梯度方向逼近无控旋转目标航天器。最后通过数值仿真验证了该方法的有效性。