水陆两栖飞机方向舵附面层控制研究

水陆两栖飞机采用增升手段降低起降速度后,需要提高方向舵的操纵能力。将吹气式附面层控制方法应用到水陆两栖飞机的垂尾上,建立其二维模型并进行数值模拟,设计垂尾安定面与方向舵之间的缝道挡板,防止迎风一侧的高压气流冲击背风面、阻碍吹气气流附着;研究垂尾安定面后缘和前缘吹气共同作用的组合吹气方案,防止方向舵较早失速。结果表明:垂尾采用吹气式附面层控制之后,结合缝道挡板和组合吹气,方向舵操纵能力可提高1倍左右。     

航电系统集成验证环境中的试验总控系统建设

针对国内军用航空修理行业系统级综合试验现状,根据航电集成验证环境中总控系统的特点和应具有的基本功能,结合视情维修需求及现代软硬件技术状态和成熟试验验证的手段,介绍了航电系统集成验证环境中总控系统的建设思路,给出了总控系统硬件及上位机测试软件的实现方案。该总控系统的应用将提升航电系统的修理验证能力。     

飞行综合控制系统空战决策方法

控制决策方法是飞机综合控制系统根据空战对策状态、双方的运动及性能参数等信息产生出机动策略的一种数学方法,是飞机综合控制系统决策层数学模型的重要组成。以空战攻防力学准则建立起的捕获临界条件作为评价函数,采用矩阵博弈数学方法求出离散化机动策略。主要内容：相对运动方程的建立;矩阵博弈策略算法;评价函数的建立等。     

基于最小值原理的冗余度机器人动力学控制

为了解冗余度机器人全局法优化中数值求解的困难,本文讨论了动力学方程的建立,无约束和有约束最优控制问题之间的内在联系,重点分析了求解最优控制问题的数值方法,文中提出了双向异步积分迭代的求解正则方程组的直接迭代法,较好解决了状态方程和协态方程稳定相逆给求解两点这值问题带来的困难。     

我国BPL时号的频率控制系统及结果分析

根据我国现行ＢＰＬ时号的频率控制系统,分析ＴＢＰＬ时号频率控制系统的缺陷,对目前ＢＰＬ时号的频率稳定性进行了评价,提出了一种新的频率控制方案。     

先进的宇航试验舱温控系统

介绍了中国新一代宇航试验舱的温控系统。该温控系统设计思想先进、结构新颖。在直径２．３ｍ,长２ｍ的封闭舱体控温面上,实现了０℃～５０℃的任意温度定点控制及９０ｍｉｎ内的正弦波、梯形波、三角波的周期变化;在整个控温面上温度非均匀性（均方根偏差）小于０．３℃,远远超过了非均匀度±１℃、控制精度±２℃的原设计指标。     

振动试验极限控制应用实例

介绍了某产品振动应力筛选试验,通过对产品采用极限控制,并组合配以虚拟参考点（2点控制）以及响应点（2点控制）的方式,保证产品在试验过程中不会受到过强的力学应力,避免产品内部敏感元件的损坏。这种振动试验与常见的振动试验有很多不同点,从某产品振动试验实践,阐述此类试验有关技术问题。     

两种质量多元诊断理论(英文)

工厂中,多工序、多指标系统是常见的。在该系统中推行质量控制与诊断必须考虑下列两点：上工序对下工序的影响以及指标间的相关性。由于这两点是同时存在的,使得问题更加复杂。我们需要应用张公绪教授在１９９６年提出的两种质量多元诊断理论来解决此复杂问题。本文介绍了其基本原理和具体应用,实际应用结果与理论是一致的。     

酚醛树脂基纳米多孔材料的制备及结构调控

酚醛树脂基纳米多孔材料（Phenolic Resin-based Nanoporous Materials,PNM）是满足新一代航天飞行器轻质、高效隔热需求的新型热防护材料,传统制备方法中需使用超临界干燥技术,制备周期长、成本高。本研究通过两步法,即先合成线性酚醛树脂,再进行溶胶-凝胶的方法,实现了常压干燥PNM的制备。系统研究了固化剂含量、固化温度和固化时间对材料结构的影响和调控作用,分析了影响材料收缩率和热稳定性的因素。结果表明,PNM的微观纳米结构的变化会影响材料干燥后的收缩率,制备大颗粒、大孔径的微观结构更有利于降低材料的收缩率。而PNM的热稳定性主要受交联反应过程形成的化学结构的影响,通过优化固化剂的含量可提高PNM的热稳定性。当固化剂含量为10%,固化温度提高至150℃,固化时间延长至48 h的条件下,获得的PNM有最高的热稳定性（900℃下的残碳率为54.2%）、最发达的孔结构（比表面积为264.0 m²/g、孔容为2.67 cm³/g、平均孔径为40.0 nm）和最小的收缩率（0%）。此PNM制备方法简单、性能优异,在未来航天飞行器上有广阔的应用前景。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。