导弹定向定时航迹规划的改进PSO方法研究

为提高导弹的突防概率,协同攻击目标,需要对攻击角度和攻击时间同时进行协调,针对此,本文研究了改进的混沌PSO算法,并将其引入到导弹的航迹规划中.基于导弹的质点模型,将存在边值、过载和禁飞区等约束条件的导弹最优航迹设计问题,通过Gauss伪谱法转化成一个非线性规划问题进行求解;并对传统过载性能目标函数进行了改进,有效处理...     

复杂约束下航天器姿态机动球面几何规划方法

针对航天器进行大角度姿态机动过程中约束多且复杂的问题,提出一种基于球面几何的姿态规划方法.该方法将复杂指向约束描述为多个禁入锥,设计了区分有效约束和无效约束的路径约束检测方法,能有效减少当前路径处理的约束数量;然后将三维空间避障问题映射到二维平面上,通过球面几何距离公式推导了中间姿态指令解析解.仿真结果表明,该方法规划...     

应用于微型飞行器阵列天线的自适应波束形成器

微型飞行器的天线采用灵巧的自适应阵列天线。由于自适应阵列天线的幅相误差会引起线性约束自适应波束形成器的期望信号相消,本文根据微型飞行器自适应天线系统的设计,基于广义旁瓣对消器(G SC)结构,在频域中将阻塞矩阵赋予自适应功能,进而得到了一种改进的,可行的,稳健的自适应波束形成器。仿真试验表明,此方法对天线阵列幅相误差具有稳健性,降低了运算量,可以应用于微型飞行器二维自适应阵列天线,实现实时的波束形成。     

航天高性能薄壁构件的材料-结构一体化设计综述

新一代航天器技术的快速发展对结构件超强承载、极端防热、超高精度和超轻量化提出了越来越苛刻的要求，如何设计并制造出高性能、轻量化、超精密的航天薄壁构件成为先进材料与结构设计制造领域普遍关注的难题。本文综述了近年来薄壁构件高性能设计与制造及其航天应用的主要成果，围绕材料-结构多尺度建模与性能表征、多材料多尺度结构设计与增材制造原理、增材制造材料性能与结构设计的交互作用机制等科学问题，就结构优化中的制造工艺约束建模，增材制造工艺参数对结构性能的影响，高性能构件材料-结构一体化设计方法及其在航天结构中的应用展开论述，并展望了未来典型航天薄壁构件材料-结构一体化设计和制造方法发展前景与应用，为未来相关研究工作和航空航天装备研发提供参考。     

航空发动机球铰熔断机构的关键尺寸设计与实验

针对球铰熔断结构分析了其工作机理，提取了关键尺寸，设计了模拟球铰熔断机构，并完成了实验验证。研究发现：球铰熔断装置的关键参数包括熔断销钉减薄面、销钉材料以及销钉位置。其主要作用应侧重于在大不平衡量下，通过内轴承座的内外环相对滑移减小2号轴承的偏角，保护2号轴承。球铰结构熔断后，会进一步弱化刚度，降低转子的临界转速，这会使得发动机减速至风车转速时通过的临界转速降低，进一步减小过临界时的不平衡载荷。     

航天员虚拟训练中的一维直线运动速度规划算法

研究了身穿航天服的航天员在搬运物体时的运动规律，将搬运物体的过程进行了分类。结合传统的六段加减速算法，对每种情况下的肌肉激活度进行了规划,并采用粒子群算法进行求解。利用Matlab/Simulink搭建了上肢骨骼肌模型，实现了目标物体的速度规划。将动态加速度约束转变为静态肌肉激活度约束，提出了一种在动态加速度约束下基于肌肉激活度规划的速度规划算法。用Matlab对提出的算法进行了验证，证明了算法的可行性。与其他的速度规划算法相比，提出的算法所规划的肌肉激活度更符合人体生物力学，提高了航天员的训练效率。     

基于公司治理视角的高管超额薪酬约束机制

现代企业中企业所有者和经营者成为不同的行为和利益主体的原因在于所有权与经营权的分离.两权分离的经营方式导致了代理问题的出现.随后高管薪酬作为降低代理成本的一种解决办法被普遍接受.而在缺乏所有者有效监督情况下的薪酬自我制定机制,必然引发企业高管的薪酬与公司业绩脱节,并由此导致超额薪酬问题.而高管超额薪酬现象不但损害了股东利益同时也挫伤了外部投资者的热情.因此从公司治理角度探寻高管超额薪酬的原因和建立高管超额薪酬的约束机制,对于降低代理成本、维护股东利益以及完善公司治理机制具有十分重要的意义.     

一种改进的机械臂逆运动学阻尼最小二乘算法

研究了机械臂的逆运动学求解问题，给出一种阻尼最小二乘算法. 经典阻尼最小二乘算法的表现依赖于阻尼系数的选取. 提出的算法不依赖于阻尼系数，只要阻尼常数为正数，通过适当选取每一步的更新步长，就可以保证算法收敛. 此外还考虑了存在关节约束时机械臂的逆运动学求解问题，给出了一种保证关节角不超出其的允许范围的阻尼最小二乘算法. 最后给出了两个仿真算例，证明了提出算法的有效性.     

弹载大视场星惯组合深度融合导航技术

为了降低弹载星惯组合（Stellar-INS）飞行中段对调姿观星的要求，提高星惯组合姿态精度，提出了大视场（LFOV）星惯组合深度融合导航方法。小视场（NFOV）星敏感器输出星矢量为主，大视场星敏感器可同时输出姿态和星矢量信息，分别推导了基于星敏感器输出姿态和星矢量信息的观测方程，分析了星矢量和姿态观测方法之间的关联性。建立了包含星惯安装误差、陀螺误差以及初始平台误差角的星惯组合全误差项模型，基于线性卡尔曼滤波给出了深度融合导航方法。开展了数学仿真验证，分析了不同调姿观星路径约束下，大/小视场星惯组合性能差异。结果表明，大视场星惯组合深度融合导航方法不仅可以降低调姿观星约束要求，还可以实现组合姿态性能提升。