平行孔系中心距公差坐标换算

通过对平面尺寸链分析，应用马克劳林公式作近似计算和全微分近似全增量方法，导出了孔距公差坐标换算公式．最后通过实例对其换算结果进行了验证．完全符合设计要求。公式简明、实用、易掌握。可供设计、工艺和操作人员在相应的平行孔系中心距公差坐标计算中采用。具有一定的实际应用价值。     

论依法治校 规范高校学生管理

学生管理,是关系到高等学校办学质量、高等教育发展的重要因素.“依法治校”是高校学生管理的必由之路.本文试在论证新形势下高校学生管理工作特点的基础上,进-步阐述在法律范围内规范高校学生管理的内在要求,并探索一条现实的实现途径.     

血管壁重新构型的研究

静脉移植后,血压的突然增加导致静脉血管的重新构型.在管壁应力计算技术的基础 上,引入生长势能函数,对血管重新构型的过程进行计算分析.结果表明,在重新构型的最 初阶段,血管壁内的应力变化最为剧烈,周向长度和壁厚都有生长.随着时间的逐渐推移, 应力分布的变化和几何尺寸的变化幅度逐渐减小,血管壁厚度的增加速度也渐渐放慢.这表 明,血管壁内部的应力是导致血管发生重新构型的极其重要的因素.      

基于非线性观测器的控制力矩陀螺操纵律设计

为改善操纵性能,将单框架控制力矩陀螺(SGCMG)操纵律设计问题转化为非线性系统的状态观测问题,并基于状态观测理论,导出了一种新型的SGCMG操纵律.通过适当的参数选择,SGCMG操纵律可使操纵误差在理论上渐近收敛至零;不用计算Jacobi阵的伪逆,而代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题.同时,该操纵律形式简单,计算量小,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.      

时变加权LQT设计方法理论推导及应用

利用矩阵运算公式和极值原理,对时变加权性能指标下的线性二次型跟踪器(LQT)迭代方程进行了理论推导。以F-16飞机为例,利用飞行控制经验构建俯仰速率控制系统线性框图。在MATLAB/Simulink环境下,针对两种时变加权性能指标和一种定常加权性能指标,利用多变量优化算法完成了一个状态点的控制律参数设计,并进行了时域和频域对比分析,初步验证了时变加权LQT设计方法的工程可行性和有效性。     

空空作战飞机敏感性分析研究

为分析战斗机作战能力的敏感性，通过建立战斗机作战能力的指标体系，综合使用幂指数法和模糊参 差分析法对战斗机作战能力进行评估。采用基于方差的全局敏感性分析方法sobol 指数法分析战斗机作战能力 的敏感性，得到选取的输入变量的重要度排序和变量间的交互效应，将结果与熵值法结果进行对比，比较分析 sobol 指数法作敏感性分析的优势。     

Singularity radius gradient-based rapid singularity-escape steering law for SGCMGs

In order to visualize singularity of SGCMGs in gimbal angle space, a novel continuous bounded singularity parameter--Singularity Radius, whose sign can distinctly determine singularity type, is proposed. Then a rapid singularity-escape steering law is proposed basing on gradient of Singularity Radius and residual base vector to drive the SGCMG system to neighboring singular boundary, and quickly escape elliptic singularities. Finally, simulation results on Pyramid-type and skew-type configuration demonstrate the effectiveness and rapidness of the proposed steering law.     

Three-dimensional Large Landing Angle Guidance Based on Two-dimensional Guidance Laws

 Both the design process and form of the three-dimensional (3D) suboptimal guidance law (3DSGL) are very complex. Therefore, we propose the use of two-dimensional (2D) guidance laws to meet the guidance requirements of 3D space. By analyzing the relationship between the flight-path angle and its projections on OXY and OXZ planes, we obtain the ideal design requirements of the guidance laws. Based on the requirements, we design a 2D suboptimal guidance law used in the horizontal plane; combining the 2D vertical suboptimal guidance law, we create a whole ballistic simulation of six degree-of-freedom. The results are compared with those using other three guidance modes in the case of large windage of the initial azimuth angle. When the proportional navigation guidance (PNG) law is used in the horizontal planes, the landing angle will obviously decrease. With the proposed guidance mode, the large landing angle can be realized and meet the guidance precision requirements. Moreover, the required overload can decrease to meet the control requirement. The effects of the proposed guidance mode are close to that of 3DSGL despite its very simple form.     

采用框架角受限控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制

以框架角受限的金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构,研究了航天器欧拉姿态机动控制问题.考虑控制力矩及航天器角速度约束等因素,对已有的姿态机动控制律进行了改进,使其能实现绕欧拉轴的大角度姿态机动.同时考虑力矩陀螺框架角受限情况,通过适当加入空转指令对框架角进行重构,设计了复合控制形式的控制力矩陀螺操纵律,并通过过渡...     

带控制律CTS试验的实现

FL24风洞在国内首次进行了带控制律的CTS试验,这是改进捕获轨迹试验方式的一次探索。文中对国内外研究现状、试验技术原理、实现过程进行了阐述。试验结果表明在加控制律的CTS试验中导弹的滚转角和偏航角输出趋稳,呈有控状态。