基于三维激光扫描的蒙皮对缝检测研究

针对传统蒙皮对缝检测方法误差大、效率低等问题以及二维激光对缝检测的缺陷,采用了一种基于三维激光扫描蒙皮对缝的检测方法并开发出相应软件。提出了蒙皮对缝三维点云数据的去噪、临界点识别及提取方法,根据蒙皮对缝间隙阶差对气动外形的影响,分析其实际几何结构,与理论结构对比,提炼出了计算蒙皮对缝间隙阶差的数学模型,并通过对试验模拟件对缝的检测,验证了其计算精度。结果表明:该检测方法可行,与二维激光检测相比精度和重复精度更高,间隙测量精度达到0.04mm,阶差测量精度达到0.02mm,可以满足蒙皮对缝检测需求,为分析间隙阶差对装配质量的影响提供数值依据。     

基于LQG/LTR的高超声速飞行器全通道姿态控制

针对高超声速飞行器具有强烈的非线性、耦合及不确定性等特点,且存在系统噪声和量测噪声,使姿态控制变得困难的问题,提出了采用LQG/LTR控制方法进行全通道姿态控制的思路。首先,在平衡点通过小偏差线性化方法建立多变量耦合的控制模型;然后,运用LQG/LTR控制方法设计姿态控制器。仿真结果表明,在有高斯噪声情况下,所设计的姿态控制系统实现了指令精确跟踪,具有较强的鲁棒性。     

基于鲁棒扩展卡尔曼滤波的双目视觉测量相对导航技术研究

针对非合作目标相对导航问题,为提高相对导航的精度和可靠性,采用双目视觉测量方法实现追踪器与目标器之间相对状态的测量,并基于鲁棒扩展卡尔曼滤波方法,提出了一种鲁棒相对导航滤波方法。仿真结果表明,该方法对相对导航系统模型中的不确定性具有良好的鲁棒性,且滤波精度较高。     

最近邻与长程移动模式下的 Lanchester作战动力学研究

在现代战争中,诸如空降兵作战、特种兵作战等部队的远距离转移和投送被频繁使用,这些作战问题明显不同于以往运用空间Lanchester方程所研究的最近邻移动作战问题。为了解释上述现代作战问题,文章引入新的长程移动模式——列维飞行,运用随机模拟方法对作战双方在最近邻移动、长程移动模式下的Lanchester作战时空动力学进行了研究,得到了这2种移动模式下稳定共存与非稳定共存的参量条件与临界曲线,并研究了不同参量情况下的斑图演化与密度时间序列曲线的变化情况。研究表明,这2种移动模式的动力学影响是不同的,列维飞行能明显提高搜索效率,使整体作战效率提高,战斗过程缩短。     

某发动机进气管热模态分析

掌握波纹管的振动特性并使其固有振动频率合理分布是发动机动力学研究的重要内容之一。在分析发动机进气管振动对发动机影响的基础上,建立了某发动机进气管的有限元分析模型。通过仿真计算得到了热振动模态参数,验证了进气管设计的合理性。结果表明,结构温度发生显著变化并引起热应力,进一步影响到结构的固有振动特性,为发动机进气管的动力响应分析和进一步的结构优化设计提供理论参考依据。     

复合材料热气防冰系统试验研究

为了进行复合材料热气防冰性能的研究,结合冲击射流和微通道强化换热,针对复合材料导向叶片提出了一种热气防冰系统。对给出的复合材料热气防冰系统进行了简易的冰风洞试验,在同一气流速度、防冰热气流量、平均水滴有效直径条件下,对不同防冰热气温度、外流冷气温度和液态水含量状态下的蒙皮外表面温度进行了测量。结果表明：给出的复合材料热气防冰系统性能正常,能够满足防冰要求;比较了液态水含量、防冰热气温度和冷气温度对蒙皮外表面温度的影响,说明在本实验范围内液态水含量是影响蒙皮外表面温度的最大因素。     

基于试验设计及支持向量机的向心叶轮结构优化设计方法

针对向心叶轮结构优化设计耗时长的难点,研究并采用了2类关键技术:其一是利用试验设计技术从大量的轮盘结构尺寸中挑选出重要尺寸作为优化设计变量,以减小优化问题规模;其二是利用支持向量机技术建立向心叶轮强度及振动分析的代理模型,以缩短分析时间.在以上研究工作的基础上建立了1种快速高效的向心叶轮结构优化设计方法.随后的1个算例表明:优化后的叶轮寿命提高4倍,优化设计时间为传统方法的1/27,具有良好的工程应用前景.      

一种基于N—S方程的CFD／CSD耦合计算方法

对于气动弹性问题,在跨音速和大变形情况下,模态叠加法失效,为此需要探讨全场求解耦合方程的新方法。利用耦合计算流体动力学和计算结构动力学（CFD／CSD）方法,数值模拟了机翼的气弹响应问题。气动力的求解采用三维Navier—Stokes方程的有限体积法,实现了一种多块结构网格的动网格方法生成气动网格,采用有限元方法计算应...     

Effective filtering of target glint

An effective filter structure is suggested for filtering of target glint in active homing engagements of a ship-to-ship missile. The proposed filter has decoupled range and angle channels so that it has a sound mathematical basis as well as computational efficiency as applied to the interacting multiple model algorithm. The proposed algorithm in conjunction with an impact angle control law is tested by a series of simulation runs and it is shown to have superior performance compared with the other filter structures     

导弹协同攻击编队自适应滑模控制器设计

Aimed at the need of formation control of missile cooperative engagement, the adaptive sliding mode control theory is introduced to solve the controller design problem of formation based on the leader follower approach. Feedback precise linearization based on differential geometry theory is used to linearize the nonlinear motion model of missile and system model with follower track errors is formulated. In traditional leader follower approach, if the leader moves too fast due to the control saturated, the followers will not be able to track the desired position to keep formation. In order to overcome the disadvantage, an idea of speed control for the leader is introduced to guarantee formation keeping. Finally, an adaptive sliding mode controller is designed to overcome the problem of control input constraints. Theoretical analysis demonstrates that tracking error asymptotically converges to zero. Simulation results show that the leader is able to follow the desired path and the controller can help every missile configure desired formation. The simulation results verify stability and robustness of the formation controllers.