面向多威胁的无人机智能目标跟随策略设计

随着无人机(UAV)一体化作战的不断发展,无人机在搜索到运动目标之后,需要立即转入跟随模式,考虑到战场环境的复杂性,研究了在多个威胁源条件下无人机跟随运动目标的问题,为了保证无人机的安全性以及跟随目标的精确性,提出了一种基于决策树的无人机智能目标跟随策略。首先对威胁概率图(TPM)进行建模;然后采用几何图法及任务优先级生成不同的规则,建立相应的决策树,并设计了不同规则下无人机飞行航向及速度指令;最后通过仿真验证所提出的智能目标跟随策略的有效性。      

基于双因素方差分析的混响室搅拌器优化研究

针对混响室搅拌器的优化问题,建立了混响室仿真模型,分析了搅拌器叶片不同夹角和不同边长比对混响室场均匀性的影响,得到了叶片较优夹角和较优边长比。通过对仿真数据进行双因素方差分析,得到搅拌器叶片夹角和边长比对场均匀性影响的权重关系。该结论为混响室搅拌器的优化设计提供了指导依据。     

铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

基于航天器结构的模块化设计概念,设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型,即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术,建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下,分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响,同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。     

PN码相位精确测量的累加最小二乘法

利用最小二乘（LS）法可以实现PN码相位的精确测量,但该方法对粗同步要求高,难以满足实际工程需求。给出了一种新的累加LS法的实现结构,在该结构下根据鉴相曲线的波形变化特征,利用累加后的离散鉴相曲线的最大值和最小值点作为特征基准点,取最值之间的数据进行LS线性拟合,实现粗同步于半个码元宽度以内的伪码相位精确测量。理论分析表明,该方法的鉴相特性呈线性特征,可以有效使用累加LS线性拟合方法。仿真结果表明,该方法相比于其他方法使用范围更广,测量精度更高。      

扰动形状对钝头体非对称流动的影响

通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角50°、雷诺数Re_D=1.54×105的条件下,利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置,半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型,而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型,且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构,应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。      

热防护材料高温异型传感器校准技术研究

高温异型传感器广泛应用在热防护材料研究领域,因其测温部分比通用温度传感器尺寸短,现有的校准装置无法满足该类传感器的校准需求。针对高温异型传感器无法校准的问题,提出了一种应用专用高温恒温炉、基于比较法的校准方法,研制了高温异型传感器校准装置,实现了该类温度传感器的量值溯源,并进行了不确定度分析。     

基于幅频响应特性的半球谐振子频率裂解与固有刚度轴方位角测定方法

半球谐振子频率裂解与固有刚度轴方位角是影响陀螺性能指标的核心因素。提出了一种基于幅频响应特性的半球谐振子频率裂解与固有刚度轴方位角测定方法,采用压电激振台扫频激振,多普勒激光测振仪检测谐振子的幅频响应特性,通过幅频响应特性曲线分析实现频率裂解与固有刚度轴方位角的测定。对该方法进行了理论分析,搭建了实验装置,并对半球谐振子进行了测试,结果表明：该方法频率裂解测量精度优于0.01Hz,固有频率主轴方位角确定精度优于±1.17°,具有良好的可行性,在半球谐振陀螺研制方面具有良好的参考意义。     

无人集群系统时变编队H∞控制

针对有向通信拓扑网络下具有通信时滞与外部干扰的无人集群系统（AUSS）时变编队H_∞控制问题进行了研究。首先,基于AUSS期望编队构型信息、无人机（UAV）实时状态信息以及通信UAV之间带通信时滞的状态误差信息提出了AUSS的编队控制方法,通过变量替换将AUSS的编队控制问题转换成低维闭环系统的渐近稳定问题,并以线性矩阵不等式（LMI）形式给出了系统稳定的充分条件与最大允许通信时滞的计算公式。其次,通过构造Lyapunov-Krasovskii（L-K）泛函,证明了存在通信时滞与外部干扰条件下AUSS能够实现时变编队。最后,通过数值仿真验证所设计方法的准确性与有效性。      

事件触发机制下的充液航天器姿态控制

针对液体大幅晃动、通信资源受限的充液航天器姿态控制系统,提出一种自适应滑模控制与事件触发机制相结合的控制策略。首先,针对固-液耦合的充液航天器姿态控制系统,选用滑模变结构控制来削弱液体大幅晃动的非线性影响,并设计自适应更新律在线估计不确定参数来提高系统的鲁棒性。然后,考虑星载计算机资源的限制,设计相对阈值的事件触发机制来决定控制输入信号的更新,从而减少控制器与执行器之间的信号更新对通信网络的占用。最后,仿真结果表明,在液体大幅晃动下,所提控制策略不但可以使航天器姿态控制系统最终收敛到任意小的界内,而且可以减少96%的控制信号传输,减轻航天器的通信负载。      

直升机旋翼失衡特性分析

旋翼桨叶相互不平衡，是引起直升机附加振动的主要原因之一，减小桨叶间不平衡（本文称失衡）引起的直升机附加振动，工程上依据旋翼失衡诊断的方法，旋翼失衡诊断技术是正在研究的课题之一。本文针对旋翼失衡诊断技术中的旋翼失衡特性分析，应用叶素理论，导出直升机旋翼失衡情况下，桨叶的运动特性和引起的附加激振力特性的数学分析模型。为验证数学分析模型，对某旋翼试算了失衡下桨叶运动特性和附加激振力特性。结果表明，数字分析模型是合理的．本文为旋翼失衡特性分析提供了一种理论分析、计算方法。