一种实用的解耦自适应跟踪滤波器

提出了一种适于在非线性测量环境下跟踪机动目标的解耦自适应跟踪滤波器，这种跟踪滤波器在视线直角坐标系下实现了改进的输入估计方法。由于所提出的滤波器具有解耦结构，因此，可以显著地减少计算量而不会降低性能。同时还证明，由于伪测量噪声间的小的互相关，因此提高了机动检测的准确度。     

基于遗传算法的挠性航天器大角度机动的变结构控制

为改善带挠性梁航天器大角度机动的变结构控制精度，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于喷气一飞轮执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略，并采用遗传算法(GA)优化了滑动平面和边界层厚度。仿真结果表明，优化后的控制器能对航天器的大角度机动进行有效控制。     

卫星进入和离开编队机动轨迹规划及控制

本文研究卫星编队重新配置机动中在碰撞避免约束条件下故障星离开编队以及备份星进入编队的轨迹规划及控制策略,研究表明选择机动的启动时刻不但能够构成所需要的编队构型,而且可以节省燃料、实现碰撞避免,以太阳同步轨道卫星编队为对象进行的仿真显示控制策略是简单、有效的。     

德国新型空降突击车

德国奔驰公司利用本公司生产的G系列越野车研制出一种新型的高机动空降，步兵突击车，其上装备有2挺762毫米通用机枪和1部40毫米榴弹发射器。该车能凭借其出色的机动能力进行远程奔袭，主要用于快速机动和侦察作战。     

基于二级优化技术的襟翼导轨设计方法研究及应用

结构质量对飞机的各项性能具有至关重要的影响,为了有效降低飞机结构质量,合理布置材料,提高材料的利用效率,发展一种二级优化设计技术.以外襟翼平面导轨结构为研究对象,将优化设计问题分解成两个易于求解的子问题——顶层优化设计和底层优化设计,顶层优化设计采用拓扑方法确定腹板的加筋形式,底层优化设计采用尺寸优化确定襟翼导轨的厚度分布;通过两层优化,在结构质量最小化的基础上,使得结构形式最优化.结果表明:在保证应力和位移水平的前提下,二级优化设计技术可以快速有效地减轻结构质量,具有一定的工程应用价值.     

大型客机两段翼型着陆滑跑气动性能数值研究

采用非定常数值模拟方法对包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和上偏扰流板的两段翼型在着陆滑跑时的气动性能进行了研究。计算结果表明：①扰流板大角度上偏产生了明显的增阻效果,两段翼型的阻力系数在0.33以上,远大于一般的多段翼型（30P30N三段翼型不超过0.05）;②两段翼型的总升力系数始终为负值,其中前缘下垂、主翼和扰流板均提供负升力,而铰链襟翼提供正升力;③在两段翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡,会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生,并随着来流向下游移动。     

基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法

基于能量优化的无人机机动能够使无人机在不失去决定性位置优势的情况下获取相对于对手的能量优势，足够的能量优势可转换为有效的位置优势，有利于无人机在空战中随时改出当前机动并投入下一机动动作，对于无人机获取空战胜利至关重要。开展了基于能量优化的无人机机动轨迹生成方法研究，通过在无人机机动飞行包线内设计合适的机动指令，使得无人机能量性能指标最优。以上升转弯机动为例进行了机动轨迹生成的详细设计，并与常规上升转弯机动轨迹生成结果进行对比，仿真结果显示所设计的机动动作完成时间缩短了28.6%~83.8%，总能量变化减少了64.7%~70.1%，实现了无人机机动飞行的能量优化。     

机动飞机操纵面偏转角按升阻比优化配平的计算

机动飞机通常具有多个操纵面,在一定的马赫数M和升力系数C_y下,要使飞机处于配平状态,操纵面偏转角可以有无穷多种不同的组合。但是,在何种组合状态下,飞机能够取得最大升阻比一直是未能解决的问题。本文介绍了一种计算方法,在风洞试验数据基础上,能够计算在不同纵向静安定度裕量情况下,飞机取得最大升阻比时各操纵面偏转角δ_i、最大升阻比的值K_(max)、最佳平衡极曲线(C_(x0)、A_1、A_2)。     

图片消息

<正> 印度和俄罗斯将进一步合作 8月31日,在莫斯科附近的拉缅斯科耶机场上,俄罗斯第五代战斗机原型机(PAK-FA)为到访的印度国防部和工业界官员代表团进行了10分钟以上的飞行演示。飞机先做了低速通场飞行,然后进行了大迎角机动。俄罗斯声称,俄罗斯空军需要250～300架第五代战斗机(T-50),预计在2015-2016年投入使用;而印度声称,将计划购买200～250架联合设计的下一代战斗机,两种飞机将使用共同的机体和发动机,但机载系统和武器将按各自需要量身定制。     

基于虚拟载荷校准试验的襟翼曲柄测载方法

飞行载荷测量是验证飞机结构完整性，完成飞机定型必需的试验项目。基于应变法的飞行载荷测量方法通过地面校准试验构建应变与加载载荷之间的对应关系，然后将飞行实测应变代入载荷模型求得飞行载荷。某型飞机襟翼驱动曲柄几何外形不规则，具有轴向弯折、截面非对称等特点，载荷测量存在困难。基于该襟翼驱动曲柄的运动机理及襟翼操纵机构的传力路径研究，对曲柄进行受力分析，提出曲柄载荷测量方法，并利用虚拟载荷校准试验的手段对本方法进行验证。结果表明，本文方法是正确、有效的。