摘要：由于笛卡尔坐标系的制约,多变量分析及显示成为复杂固体火箭发动机设计优化的难点之一。将平行坐标可视化技术应用于固体火箭发动机设计优化过程,以高压强固体火箭发动机总体参数优化为例,针对不同优化阶段提出不同赋色原则,说明其在发动机设计优化辅助建模、优化过程监控和优化结果鲁棒性分析中的应用。研究结果表明,平行坐标可视化技术在处理固体火箭发动机设计优化多变量分析及显示问题上具有简单、直观等独特优势,易于工程应用。

摘要：为实现非球面的高精度检测,在设计全息图时采用虚拟玻璃的概念,即用光学设计软件ZEMAX建立折射率为0的玻璃模型,实现全息片的出射波前沿非球面的法线方向入射,简化了补偿器的设计优化过程,提高了设计精度,最大光程差小于0.000 7λ(λ=632.8 nm).编制了衍射面工艺参数的计算程序,利用该程序可快速地计算出衍射面各环带的径向坐标、最小特征尺寸、最大环带数,还可以输出位相图、连续面形图、台阶图等,为光学设计和实际加工提供了有效的解决途径.

摘要：真实世界图像包含未知模糊和噪声信息,现有以双三次下采样为退化方式的数据集无法训练出适用于真实世界图像的超分辨率网络。为此设计预测器初步估计模糊核并设计校正器得到准确的图像模糊核信息。高分辨率图像通过模糊化处理并注入噪声构建低分辨率真实世界图像。设计新型超分辨率网络结构,每个卷积层后根据模糊核对特征图进行空间特征变换,提高网络处理不同模糊图像的能力。将非线性映射部分以残差密集块结构相连,并整合入生成对抗网络框架增强纹理细节恢复能力。在Flickr2K和DIV2K两个数据集上的测试结果表明新方法的峰值信噪比、结构相似度和感知指数高于EDSR和ESRGAN等经典方法。

摘要：针对磁流变半主动悬架存在的控制策略设计和磁流变阻尼器逆模型求解复杂繁琐的问题,采用天棚控制、SH-ADD控制和频域控制3种典型的开关控制策略,基于具有并联旁通孔的磁流变阻尼器,在1/4车辆悬架试验台上进行半主动振动控制对比试验。结果表明,具有并联旁通孔的磁流变阻尼器与开关控制策略相结合可有效地抑制悬架振动,且控制过程简单,具有较好的实际应用价值。

摘要：采用最优控制理论设计智能结构主动振动控制器,针对大型空间智能结构的低频和密频的特性,基于小波尺度函数变换,设计了智能结构的传感器、致动器;最后通过针对某大型空间智能桁架结构的仿真,表明该控制方法是行之有效的。

摘要：在推导实信号数字信道化接收机高效结构的基础上,在硬件平台上完成了1.2 GSPS的16通道数字信道化接收机的实现。在FPGA实现中充分考虑了高速数据的可靠接收以及片内的数字处理速度和资源的优化,保证了系统良好的性能。实际中频测试结果表明,该数字信道化接收机的功能正确,性能稳定。

摘要：设计制作了一种新颖的宽带EBG(Electromagnetic Bandgap)结构小型圆极化GPS微带贴片天线单元.采用Koch矩形分形设计圆极化GPS微带贴片天线和特定尺寸的EBG结构,一方面有效减小了天线单元的尺寸,另一方面有效抑制其工作时产生的表面波,改善了其工作性能.仿真和实测结果表明,相对于普通矩形结构的微带贴片天线单元,该分形天线单元尺寸减小了约27%.同时,采用EBG结构使工作频率上的3 dB轴比带宽增加了约30%,增益增加约0.2 dB.

摘要：针对水下激光传输存在光束漂移现象,分析了光束漂移图像对光学相关识别的影响和帧间光束漂移图像噪声的不相关性。研究了抗畸变匹配滤波器设计,提出了基于相位匹配的畸变图像共同特征提取,并作为综合鉴别函数子特征的训练样本,设计了抗畸变综合鉴别匹配滤波器,并进行了仿真验证。Matlab仿真结果证明:抗畸变综合鉴别匹配滤波器设计,结合待识别图像随机散射噪声预滤波,可有效提高光学相关识别输出相关峰的峰值-相关能量比值和相关峰鉴别率值。

摘要：针对制导航弹的气动设计要求,设计了一种前后折叠式弹翼.并使用数值计算和工程计算方法研究前后折叠式弹翼、钻石背弹翼以及后折前张式弹翼的气动特性.计算结果表明:前后折叠式弹翼与钻石背弹翼升力系数在攻角较小时接近,在攻角较大时,前后折叠式翼的升力系数大于钻石背弹翼;前后折叠式弹翼的升阻比最大;后折前张式弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最小;钻石背弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最大.

摘要：为了提高制导航弹的射程,在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案,即采取大展弦比上弹翼、"×"形全动尾舵的正常式气动布局,通过计算选择了外形参数.对所提出的外形方案进行了风洞测力实验.实验条件为:滚转角φ=0(弹翼水平,尾翼呈"×"形),22.5°,45.0°;马赫数Ma=0.6,0.8,1.0;攻角α=0～12°;舵偏角δ=0,δz=-5°,-10°(俯仰控制),δy=-5°,-10°(偏航控制),δx=-5°,-10°(滚转控制).模型有弹翼张开与折叠两种状态.实验结果表明,所设计的卫星制导炸弹的纵向稳定性与操纵性协调匹配,全动尾舵的控制效率很高,最有利于滑翔飞行的攻角为αopt=4°～6°,最大升阻比Kmax>10,在12km高度投弹,射程可达到120km以上.