摘要：结合反舰导弹攻防对抗特点,设计了模块化、易扩展、可视化的仿真框架,分析并建立了导引头、制导控制、干扰等关键模块的数学模型,通过加入惯导实物构建了反舰导弹攻防对抗半实物仿真与视景显示系统,进行了空射型反舰导弹全弹道飞行、反舰导弹雷达导引头极化抗干扰两个典型场景的仿真,实验结果表明本系统的研究开发可为反舰导弹作战效能分析与评估提供平台和依据。

摘要：针对自主飞艇姿态运动的非线性、耦合和不确定等特点,研究了一种终端滑模姿态控制方法。首先推导了飞艇姿态运动的数学模型,通过选取状态向量和控制向量,将其描述为非线性控制系统。然后基于微分几何理论将非线性姿态控制系统输入输出线性化为3个通道的线性子系统,利用滑模控制对模型不确定和外界扰动的不变性设计了姿态控制律,通过选取终端滑模函数使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛至零,并应用Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后对具有模型不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,验证了控制方法的有效性和鲁棒性。

摘要：与STT导弹相比,BTT导弹在气动效率、机动能力、控制性能等方面具有明显优势,但其运动耦合特性也给传统研究框架下的制导律设计带来了挑战。本文针对BTT导弹制导律设计问题展开研究,首先描述了BTT导弹制导基本问题,分析了BTT导弹制导律设计的技术难点,需要综合考虑运动耦合、多约束、目标机动、弹体动态效应等因素,然后综述了国内外现代制导律设计的基本方法,将其分为双通道解耦法、球坐标法、现代几何法等,最后指出了BTT导弹制导律的进一步研究方向。

摘要：穿孔板结构在水下有着非常广阔的应用前景,但是目前相关的研究报道非常少。基于空气中穿孔板吸声理论,综合考虑小孔的末端修正,给出了较为准确的水下穿孔板声阻抗表达式。利用传递矩阵法分析了水下穿孔板结构的声压透射特性,得到了垂直入射声压透射公式。对影响穿孔板结构透声性能的主要因素进行了详细的仿真分析,得到了一些重要的结论。采用四传感器测量方法在驻波管中对自制的穿孔板结构进行了测试,实验结果与理论分析基本一致,从而验证了理论分析的正确性。本文为水下穿孔板结构的设计提供了详细的理论和实验依据。

摘要：针对临近空间驻留飞艇姿态运动的非线性、耦合和不确定等特点,提出了一种模糊变结构解耦控制方法。首先,推导了定点模式下飞艇的姿态运动方程,通过选取状态向量和控制向量,将其描述为非线性系统。然后,采用反馈线性化方法将非线性姿态控制系统输入输出解耦为三个通道的线性子系统;利用滑模变结构控制对参数摄动的不变性设计了定点姿态控制系统,并应用Lyapunov理论证明了系统的全局稳定性;为提高控制性能,以变结构控制的滑模面及其变化率为模糊控制器的输入,以趋近律参数为模糊控制器的输出设计了模糊变结构控制器,通过模糊规则在线调整控制律参数。最后,对具有参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,验证了控制方法的有效性和鲁棒性。

摘要：针对固体火箭发动机药柱点火瞬态过程应变难以测量的工程难题,研制了固体火箭发动机冷增压试验系统。该系统利用高压气体对药柱内腔进行加压,模拟发动机点火增压过程,实现了药柱内表面应变的实时测量。利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验,并将试验结果与数值仿真结果进行了对比,二者相对误差在8%以内。该试验系统操作方便,性能稳定,结果准确。

摘要：从实验研究、工程估算、数值模拟三方面综述了栅格翼气动特性研究方法及研究现状;概述了栅格翼主要气动特性;总结了弧形、整体后(前)掠、局部后掠等格翼新颖几何构型研究进展;全面概述了栅格翼在国内外各类型飞行器上应用情况及主要用途。针对格翼设计应用过程的瓶颈问题,分析展望了栅格翼相关领域需要关注和解决的关键问题。

摘要：为了获得最佳的驱动效率，采用相位控制技术设计了微陀螺谐振环路，使微陀螺产生驱动模态谐振。为了提高微陀螺的稳定性，设计了ITAE性能指标最优的PID控制器，使微陀螺驱动轴振动幅值保持恒定。闭环驱动电路的测试结果表明，谐振环路振荡频率与驱动模态频率非常接近，采用PID控制器后，在-40℃～80℃范围内，微陀螺驱动轴振动幅值的变化仅为0．1％，振动幅值稳定性有显著改善。

摘要：轨迹优化是高超声速滑翔式飞行器关键技术之一。为避免间接法求解轨迹优化问题时对初值敏感以及伪谱法求解轨迹优化问题中难以处理航路点和禁飞区等问题,提出采用基于Akima插值多项式的直接法求解高超声速滑翔式飞行器再入轨迹优化问题。以驻点热流密度最小和到达目标点时间最小为优化目标,考虑了终端约束、航路点约束、禁飞区约束、动压约束、过载约束等约束条件。仿真结果表明:采用的插值方法可以减少插值过程中的控制变量越界问题;得到的Pareto前沿具有良好的分布性,在初步设计时能够给设计者较大的选择余地;和文献中的单目标优化结果相比,本文所采用的算法也具有较好的寻优能力。

摘要：乘性扩展卡尔曼滤波(Multiplicative Extended Kalman Filter,MEKF)方法被广泛应用于各种航天器姿态确定任务。针对任意参考坐标系,推导了姿态四元数的线性运动学方程和三分量姿态误差矢量的动力学模型,并分别设计了有陀螺和无陀螺两种姿态确定方案。系统研究了姿态敏感器常用的矢量观测模型,四元数观测模型以及欧拉角观测模型,设计了更具有一般性的MEKF滤波器,为航天任务中快速应用MEKF姿态确定算法提供理论参考和技术支撑。