基于事件驱动的多飞行器编队协同控制

针对多飞行器系统协同控制问题,研究了基于事件驱动机制的控制设计方法。结合有向通信拓扑和编队位置描述建立了空间多飞行器系统的模型,在飞行器编队中引入事件驱动方法,设计了一般形式的事件触发函数,在非触发时间内利用触发时刻的信息生成了协同控制律,使得飞行器在非持续通信下能够形成三维空间任意给定的队形,并从理论上给出了协同控制问题的稳定性证明。提出的方法不需要飞行器系统的全局信息,飞行器只需要在触发时刻进行通信和控制器的更新,更有利于实际情形中的应用。仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于耦合气动参数的HGV多模型估计

利用气动参数对未知气动力建模是提高高超声速滑翔目标跟踪精度的有效途径。对目标气动加速度及其导数项进行分析,在非耦合气动参数模型的基础上,考虑气动加速度在转弯和俯仰方向存在的先验信息,推导滚转和螺旋2种耦合气动参数模型。利用一种分离估计模型对目标状态与气动参数进行估计,分别给出状态滤波器和气动参数滤波器的表达式。同时,考虑不同飞行模式下参数的机动频率,构建基于耦合气动参数的交互多模型跟踪算法。仿真表明,本文所提算法精度显著高于针对该类目标的其他跟踪算法。同时,滚转模型的性能优于螺旋模型,且计算复杂度更小。      

面向21世纪的直升机发展

首先说明了发展直升机的难点，即相对于同量级的固定翼飞机来说，不仅需要马力更大的发动机，而且旋翼的技术问题更为复杂。其次，综述世界上直升机应用的现状及今后发展趋势，包括亚太地区的潜在市场。并分别用图线军用和民用直升机从１９９０年－１９９５年的实际年销售量及１９９６年－２０１０年的估计销售量。接着，介绍了美国２１世纪的军民两用直升机的经济、技术指标以及目前在空气动力学／动力学等方面的研究动态。最后，展     

再入飞行器壳体气动噪声响应分析和试验验证

本文利用再入飞行器壳体气动噪声试验结果和MSC／NASTRAN软件完成了再入飞行器壳体复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证，取得了令人满意的结果：0－1000Hz范围的振动加速度响应均方根值的计算值相对试验测量值的相对误差低于30％，响应分析和试验验证的研究表明，利用模态试验结果修正动力学计算模型保证其低阶模态参数准确，同时有限元网格必须满足一定的细化标准，保证包括高阶模态在内的模态数（避免高阶模记的遗漏）才能得到符合实际的计算结果。     

有效载荷／运载火箭耦合分析的子结构模态综合法

为了制定有效载荷设计和验证所需要的低频振环境条件，需要通过耦合动力分析给出有效载荷与运载火箭连接界面的加速度响应。本文利用自由界面模态综合技术研究有效载荷／运载火箭的耦合分析问题，给出了连接界面分别为刚性连接和弹性连接民政部下计算有效载荷界面加速度响应的子结构模态综合方法的两种形式。     

一种非线性航迹自适应跟踪控制方法

针对小型无人飞行器航迹跟踪精度和飞行品质问题,提出了一种基于非线性航迹的自适应跟踪控制方法.应用五阶B样条拟合航点,构建非线性期望航迹;建立基于非线性期望航迹Serret-Frenet坐标系下的位置和运动航向误差方程;根据误差方程设计渐近稳定收敛的自适应运动航向控制律.并应用此方法进行了外场飞行实验,实验结果表明自适应航迹跟踪控制方法有效且能保证航迹跟踪精度.     

运载火箭六自由度仿真原理与实现

给出了运载火箭六自由度运动数学模型，阐述了六自由度数学仿真的一般原理，重点讨论了其工程实现中的关键技术问题，并以某型号为背景进行了制导精度和控制系统稳定性六自由度仿真试验，验证了仿真方案与技术途径的正确性。     

“风云二号”卫星远地点发动机

ＦＹ２－１固体火箭发动机中国“风云二号”气象卫星的远地点发动机，由中国航天工业总公司第研究院于１９８７年开始研制，１９９７年正式使用。     

FG—02“长征一号”运载火箭第三级固体发动机

ＦＧ－０２固体火箭发动机是中国“长征一号”运载火箭的第三级动力装置,由中国航天工业总公司第四研究院于１９６５开始研制,１９７０年４月２４日成功地应用于发射“东方红一号卫星     

小型全固体运载火箭的发展

介绍了小型全固体运载火箭的技术特点和主要型号的性能水平;分析了小型运载火箭用固体发动机的当前技术水平.