摘要：针对自旋弹存在的非线性耦合特性,研究了以时标分离方法进行分段设计的动态逆理论解决途径。根据系统的变量快慢区分子系统,采取层叠结构设计控制器对分系统进行单独设计,并考虑实际应用中存在的具体实现问题,得到了过载驾驶仪控制器的基本结构。引入实际系统延迟及噪声等因素由dSpace与三轴转台进行了验证性试验,得出了具有工程应用价值的控制器设计方法。

摘要：对过载自动驾驶仪的固有特性进行了研究.通过数学推导得出尾舵控制导弹过载自动驾驶仪具有非最小相位特性,仿真结果证明也是如此.过载自动驾驶仪是典型的0型系统,存在稳态误差.稳态误差与导弹速度、加速度反馈回路增益、弹体开环气动增益及舵系统增益有关,而与角速度反馈回路增益无关;主反馈回路可提供一定的相位超前,这有利于设计舵机伺服系统.

摘要：借助M atlab和iSIGHT软件平台强大的功能,优化不同时间点上阻力系数的修正系数,从而实现多管火箭弹系统(MLRS)速度曲线和弹道曲线的最优拟合.根据飞行力学方程,采用M atlab软件建立远程火箭弹的六自由度弹道仿真模型,解算理论弹道,得出实测弹道和理论弹道的偏差信息.采用在不同时间点增加阻力系数修正系数的方法拟合速度-时间曲线和位置-时间曲线.借助iSIGHT的优化设计功能,得到允许误差下的最优拟合结果.

摘要：对给定频域指标下舵机系统的负载特性进行了分析，讨论了电动舵机系统设计中的关键参数，如：幅频宽、传动装置的减速比对负载特性的影响，得出了一些有关参数设计的结论，通过实例介绍了如何利用本文结论有效地开展电动舵机参数设计工作。

摘要：针对多学科设计优化的需求,综述了几种常用的参数化建模方法。对卷弧翼火箭弹参数化建模的基本原理和实现步骤进行了详细说明。利用UG NX提供的API开发了参数化建模的内部和外部程序,可为空气动力学科计算提供几何模型和为弹道学科计算提供弹体标志量信息。

摘要：为方便管理和有效利用火箭弹气动计算中的大量气动力/力矩系数数据,本文借助SQL数据库管理系统构建了以其外形参数为索引的火箭弹气动数据库。从多学科设计优化体系的实际需求出发,以VC++为工具开发了C/S架构的交互式管理平台。该平台通过ADO技术实现客户机对服务器数据库的访问及修改,并同时具有用户管理及用户权限分配的功能。

摘要：为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计。在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和***/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显。随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度。

摘要：二线制无源数字显示表是指在不外接直流电源的前提下,实现二线制变送器检测到的工业参数的LED显示。在4～20mA闭环回路中分别串接一个取样电阻和一个三端可编程并联稳压二极管(TL431),取样电阻提取检测到的物理量的信息,TL431为系统提供电源。显示范围由键盘键入并存入EEPROM(AT24C01)中,显示表在系统上电后读入数据并进入工作状态。采用4位低功耗高亮度LED作为显示器。本显示表采用低功耗器件。

摘要：电动液压阀是飞行器液压控制系统中的一种特殊元件。由于其特殊的功能要求和性能要求使其在组成和结构等方面有别于传统的电液开关阀。本文着重讨论了如何根据这些特殊要求来选择合适的先导控制油路方案和主阀、先导阀结构方案，分析了设计中应注意的问题，对试验结果也作了简单介绍。

摘要：该文主要阐述了飞行器仿真系统中的陀螺与加速度计的联合六自由度信号模拟器实现.在PC机上用MATLAB程序解算出火箭弹的三轴角速度和线加速度的数字信息;采用PCI局部总线结构把相应的仿真信息输出给DAC;通过数模转换电路,得到所需要的模拟信号输出.重点介绍内含PCI总线接口控制电路的Blackfin ADSP-21535(数字信号处理器)芯片的优点及其与外围电路的接口方法,包括该芯片的主要参数、内部结构、引脚功能及特性.最终提出了满足实时仿真要求的一种实现方法.