基于预测控制的导弹俯仰通道制导控制一体化设计

考虑制导和控制之间固有的时间尺度差异,提出基于预测控制设计制导控制一体化策略,通过对动态调节过程的合理预测,更加真实的反应控制量对系统状态的影响。利用连续时间非线性预测控制,以输出跟踪误差和控制能量的组合为性能指标,在线滚动优化得到控制指令,分析了控制律的参数选取,最后通过数值仿真验证了制导控制一体化策略的有效性。     

翼梢小翼后掠角对民机气动性能影响的研究

针对某民机起飞、巡航、着陆三种典型飞行状态,通过CFD方法研究翼梢小翼后掠角变化对该机不同状态下气动性能的影响。仿真结果表明,在起飞、巡航、降落三种不同状态下,随着翼稍小翼后掠角的增大,升阻比的变化都呈现先升高后下降的趋势;同时得出在以10°为步长的计算条件下,以升阻比为考核指标,对应各飞行状态的最佳后掠角分别为30°、50°、40°。该结论对今后变体翼梢小翼的研究有一定的参考价值。     

中继卫星星间天线指向误差传播率研究

基于中继卫星星间天线对用户航天器的跟踪规律,建立了准确的误差传递模型,并对分析结果进行了仿真验证。文中首先定义了误差传递模型所需的各类坐标系;然后使用微分方法分别建立了中继卫星轨道误差传递模型、中继卫星姿态误差传递模型,分析了滚动角、俯仰角和偏航角与指向精度之间的关系,以及位置保持控制对指向精度的影响;最后借助于STK软件的轨道计算功能,使用蒙特卡罗方法进行数学仿真,仿真结果验证了误差传递模型的准确性。     

船载天线视角计算方法研究

天线视角是航天测量船的一个重要指标，通过分析各种视角遮挡情况，列出相应的视角计算方法，为船用天线视角设计提供了依据。同时本文分析了针对视角遮挡问题在船舶设计阶段应采取的措施。     

飞机在尾旋中侧滑和坡度的分析

分析了在飞机在尾旋中产生侧滑和坡度的根本原因，论述了侧滑和坡度在尾中的变化的规律，影响侧滑和坡度的因素，以及侧滑和坡度变化对尾旋动态的影响，同时就尾旋中偏滚对尾旋侧滑的影响，绕铅垂旋轴对坡度的影响等进行了讨论分析，最后通过分析ＪＪ６飞机和ＪＪ５飞机尾旋的测试曲线，进一步说明了ωｘ和ωｙ对坡度的影响，可为飞行员掌握尾旋特性，提高飞行技术和保证飞行安全提供参考。     

一种框架误差推导的新方法

二自由度陀螺仪使用中存在框架误差不是一个新问题,以往推求框架误差表达式时过程繁,易出错,且没有与不同定义的欧拉角联系起来;原则上欧拉角组有12种,不同定义的欧拉角框架误差表达式不同。陀螺仪在运载体上有六种安装方式,文中介绍推导框架误差表达式的简易方法,它不因欧拉角定义不同而带来麻烦。     

空间回转轴线交角的测量

本文介绍两种空间回转轴交角的测量方法，并进行了误差分析。     

雷达侦察设备测量信号极化的方法

论述侦收测量信号极化的重要性，并介绍信号极化的基本参数和测量方法。指出测量极化能帮助分离反射和干扰离散脉冲，加深理解被侦收雷达的功能，并对电子情报数据进行分析。     

弹道式飞行器再入攻角引起的落点误差分析

由于干扰因素的影响,飞行器再入时会产生±5°的初始攻角,这种攻角产生的升力不仅随攻角的收敛而变小,而且随飞行器的自旋而改变方向,从而使飞行器沿螺旋状弹道再入,最终造成落点误差,文中将转子动力学理论用于旋转飞行器的再入运动分析,通过对进动角与升力的耦合计算,得出了飞行器的平均落点误差,并以算例进行了验证,最后,给出了若干重要结论。     

基于无旋转原点的参考系转换方法及其计算

基于引入无旋转原点可以克服春分点的固有缺陷的特性,在分析GCRS (Geocentric Celestial Reference System,地心天球参考系)与ITRS(International Terrestrial Reference System,国际地球参考系)之间基于无旋转原点的转换过程基础上,计算了IERS(International Earth Rotation and reference systems Service,国际地球自转与参考系服务)1996、2003、2010等规范所推荐的3组转换参数的具体数值及其差异,并以太阳系10个天体为例进行了参考系转换计算.结果表明:IERS 2003、2010规范中推荐的2组转换参数间的差异较小,对坐标转换的影响在0.5 mas以内;IERS 1996规范中推荐的转换参数与另外2组转换参数间的差异较大,对坐标转换的影响在2.5 mas以内.基于无旋转原点转换和基于春分点的岁差章动转换2种方法间的差异对坐标转换的影响,在IERS 2003、2010规范中不超过5 μas,而在IERS 1996规范中由于未考虑框架偏差的影响导致差异较大.