火星大气进入滑模自抗扰制导方法

针对火星探测器大气进入制导阶段存在着模型参数误差等不确定性,基于直接反馈线性化理论设计了一种滑模自抗扰进入制导方法。首先利用反馈线性化方法对跟踪系统模型进行线性化处理;在此基础上设计了滑模控制律,并利用线性扩张状态观测器估计系统的未知不确定量,在控制律中进行补偿;此外还给出了大气进入段的横向制导律。仿真结果表明,与反馈线性化方法相比,该方法设计的制导律有效地降低了模型参数误差对制导精度的影响,实现了对参考轨迹的良好跟踪,提高了探测器开伞点的精度。     

微机数控伺服驱动系统的自动升降速处理

微机数控系统在启动、停止或切削加工过程中改变进给速度时，由于于侗服驱动元件的响应频率跟不上微机插补运算所输出的进给指令信号频率，而容易产生失步或超程，直接影响加工精度。本文较为详细地分析了以微机数控用步进电机或直流伺服电机作为伺服驱动元件的开环、闭环（半闭环）控制系统中产生以上问题的原因，介绍了为解决以上矛盾所采取自动升降速处理的原理、方法和步骤。     

氢喷射温度对氢氧火箭发动机燃烧稳定性的影响

应用CFD方法对氢氧火箭发动机中高频燃烧不稳定性进行了数值模拟,研究分析了不同工况条件下氢喷射温度对燃烧振荡的影响规律,得出了压力振荡频率变化规律及稳定性极限图。结果表明：在一定的氢喷射温度范围内会发生不稳定燃烧,且随着混合比的增大,发生不稳定燃烧的氢喷射温度上限增大;不稳定燃烧振荡主频呈倍频关系,且在氢喷射温度（70K～110K）内,振荡主频最大。     

布里渊增强四波混频实现激光告警干扰原理

针对现有的激光告警和干扰方法的缺点,提出了利用布里渊增强四波混频法实现对激光制导武器一体化告警和干扰的方法。分析了该方法的优点,定量计算了干扰激光的强度。     

一种融合深度信息的火星局部地表图像立体匹配方法

针对火星局部地表形貌原始自然、色彩单一和纹理相似度高难以实现双目精确定位的问题,提出一种融合深度信息的火星局部地表图像立体匹配方法.利用空间金字塔特征提取模块聚合不同尺度和位置的上下文信息,然后通过分层立体匹配架构构建多尺度的匹配代价卷,用条件代价卷归一化代替批量归一化层,在立体匹配网络的代价正则化阶段以深度信息为条件调制匹配代价卷特征,从而降低计算量,提升推理速度,并生成高精度的视差图.最终利用感兴趣目标的视差值并结合相机的基线参数,得到目标点在指定坐标系下的三维坐标从而实现定位任务.在火星模拟场数据集上的视差图达到了三像素误差小于0.017％,通过与GCNet+ CCVNorm等方法的结果进行比较,表明所提出方法在火星局部地表下的优势.     

基于被动二次流的射流偏转比例控制

射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量(FTV)技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了主射流偏转的连续比例控制。对低速主射流两侧控制缝压力和射流偏转角进行测量,获得了主射流偏转角随两侧控制缝压力差系数变化的控制规律曲线。结果表明:低速主射流最大偏转角达到19°,在偏转范围内控制曲线分为敏感区和迟钝区。敏感区的控制曲线近似线性,斜率较大,范围约为±15°;而迟钝区的控制曲线斜率较小,在两侧15°~19°的范围内。该结果证实了主射流两侧的压力差是造成其偏转的直接原因。     

论雷达管制条件下冲突的发现

回顾以往的不安全事件，很多都与冲突不被及时发现有关。如何保证每一个冲突都能被及时发现，这已经成为摆在管制员面前的至关重要的问题。     

AZ31镁合金搅拌摩擦焊工艺研究

采用带螺纹的搅拌头对10mm厚的镁合金在不同的工艺参数下进行搅拌摩擦焊,并观察了焊缝的表面形貌和显微组织,结果表明:当n/v比在一定的合适范围内时,才能获得焊缝成形优良的接头;焊核区的金属在搅拌头摩擦热和旋转搅拌的作用下发生塑性变形,并产生细小等轴状的动态再结晶晶粒,晶粒大小约为4.5μm,β-Mg17All2经过搅摩擦焊后弥散分布;前进侧和返回侧的金属均沿着焊核边缘向上迁移,前进侧焊缝过渡区域金属流变剧烈,而返回侧过渡区域的金属流变较缓和,存在一个渐变的过渡区域。     

液体火箭凝胶推进剂燃烧特性研究进展

液体火箭凝胶推进剂燃烧特性是凝胶推进技术发展的关键问题之一。综述了液体火箭凝胶推进剂燃烧特性研究状况与进展,详细阐述了凝胶液滴燃烧机理,总结分析了凝胶推进剂燃烧特性三种试验研究方案和四种理论研究模型的特点,指出了研究凝胶推进剂燃烧特性的重要性并对进一步的研究工作提出建议。     

基于翼面压力的飞行器气动力感知技术与自由飞验证

飞行器在大迎角飞行状态下其复杂绕流流动会导致非指令运动出现,严重影响了飞行器的操纵性与飞行安全。现有以惯性元件为核心的机载设备无法直接提供非定常气动力参数,而如何实时感知飞行器大迎角状态的非定常气动力/力矩,是抑制非指令运动现象的核心所在,将是未来战机设计中亟待解决的空气动力学和飞行控制的关键问题之一。针对上述问题,提出基于翼面压力信息获取特征截面滚转力矩系数C_lsec,估算飞行器全机在大迎角状态下的非定常气动力矩,进而判断飞行器的滚转运动的设想。风洞和飞行试验研究结果表明：对于80°/48°双三角翼,0.8c特征截面滚转力矩系数C_lsec与模型滚转力矩存在相关性;在飞行器进行大迎角平飞动作时,非指令滚转运动下的滚转力矩系数C_lsec大幅增加;C_lsec能够比惯性传感器提前预测模型的滚转运动趋势,可为飞行器大迎角状态的非指令运动抑制提供一定数据依据。