摘要：总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。

摘要：针对执行机构故障情况下挠性卫星姿态控制系统的容错控制及主动振动抑制问题,建立轨控推力扰动条件下含执行器故障的挠性卫星姿态控制系统模型,采用自适应控制方法设计该姿控系统的高阶滑模容错控制器,并在姿态稳定的基础上设计基于高阶滑模的补偿项以降低挠性振动对姿态精确度的影响。对轨控期间飞轮正常情形及故障情形下的挠性卫星姿态仿真结果表明,在卫星姿态控制系统存在干扰的条件下,该方法能实现对执行器故障的容错能力并能提高姿态控制精确度。

摘要：C4ISR是取得信息化战争中信息优势的根本保障,评估其对作战结果的影响是一个具有挑战性的难题。依据C4ISR系统作战效能评估的需求提出了基于战场实体的C4ISR体系对抗仿真评估系统总体结构,重点研究了对抗条件下C4ISR系统作战效能评估指标体系和评估模型。针对仿真实现的需要,分别建立了信息优势和决策优势定量化度量公式,给出了信息优势和决策优势评估算法。最后,结合具体战役作战想定分析了仿真评估结果,验证了评估模型的合理性、有效性。

摘要：根据无人直升机飞行控制特点,利用中间件TAO及其事件服务机制,设计了分布式飞行控制系统。为了实现此系统,开发了公共事件服务组件,其他需要事件服务的组件对其进行简单地调用,就可以实现分布在不同计算机、不同操作系统、应用不同语言编写的组件之间的通讯。仿真表明这种实现方式大大增强了系统组件的重用性、可靠性,并使组件之间解耦,提高了系统设计的效率,降低了开发的费用。

摘要：为减小振动对机载光电侦察平台成像质量和稳定精度的影响,对光电平台进行了复合减振设计。分析了复合减振原理,针对以往单级隔振系统存在的缺点在平台内框架和外框架之间设计了二级减振系统,更加有效地隔离了外框架传递到内框架上的振动。采用二维参数优化方法计算出了复合减振系统的最优固有频率比fopt为1.43,最优阻尼比ζopt为0.243。最后,通过振动试验验证了光电平台复合减振效果。与以往单级隔振系统相比,复合减振系统的最大振动传递率降低了50%,振动传递率小于1的频率范围更宽,高频时传递率的衰减程度也大大优于单级隔振系统。得到的结果表明了光电平台复合减振设计的合理性和有效性。

摘要：针对水下航行体尾流激光雷达近场后向散射信号强、易导致接收系统饱和的难题,采用电流模式电路设计理论设计了一种举动式水下激光雷达接收系统.该系统充分挖掘接收电路的动态范围利用率,在探测周期内产生举动电流,将输出电压的基点由0V调整到跨阻放大器正向饱和电压附近,有效扩展了动态范围区间,使接收系统对近场信号的接收动态范围有效利用率提高约40%,而举动式电路部分的存在导致的系统带宽减小幅度仅为13%.该系统已成功应用于尾流激光雷达样机并进行了海试,结果表明:该系统完全可以满足大动态范围尾迹探测的需求,可广泛应用于各种大气和水下后向散射式脉冲激光探测系统.

摘要：为了将高超飞行器可靠地运载至理想工作条件,满足"平坦"型试验弹道和入轨点的约束要求,在详细分析系统气动力特性、动力特性、结构特性、质量特性的基础上,以起飞质量、高超动力飞行段射程倒数为目标函数,建立了试飞器系统的多目标优化模型,并采用MOEA/D算法进行求解计算,在综合分析系统敏感稳健性的基础上,确定最终优化方案。结果表明:最终优化方案在满足约束要求的前提下,其起飞质量大幅度降低,高超声速动力飞行段射程(R2-R1)增加较多,验证了对试飞器系统进行多目标优化的必要性和合理性。

摘要：为获得通气超空泡生成和维持的通气流量设计依据,在西北工业大学高速水洞进行了带圆盘空化器航行体多种工况下通气流量对超空泡生成和维持影响的实验研究。实验结果表明:生成给定通气超空泡形态的临界通气流量与维持相应空泡形态的临界通气流量相差很大,但二者随自然空化数的变化规律相同;在保证生成稳定超空泡前提下,空泡生成相对速度和相对时间随通气流量的增大出现相反的变化趋势,且空泡生成速度与航行体速度相差较大。实验显示空泡生成速度是航行体速度的0.015～0.28倍。该研究结论将为进一步研究自由航行超空泡航行体的通气流量设计提供参考。

摘要：针对惯性元件在低成本全捷联制导弹药中应用难度大的问题,设计了一种利用理想弹道弹体运动参数代替惯性元件测量值的弹目视线角滤波估计方法。根据坐标系转换关系及弹目视线几何关系,将理想弹道参数作为系统不确定性参数,建立非线性滤波系统;针对具有参数不确定性的非线性系统滤波问题,提出了一种基于理想弹道的鲁棒容积卡尔曼滤波(ideal trajectory robust cubature Kalman filter,ITRCKF)算法,将具有不确定性系统的滤波问题转化为带参数κ的误差协方差上界最小化问题;最终利用导引头探测器测量得到弹体视线角,结合ITRCKF对非线性系统状态进行估计。实验结果表明:在小扰动条件下,ITRCKF偏角估计最大误差值较容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter,CKF)下降了85.57%,误差均方根(root mean square error,RMSE)下降了81.93%;在大扰动条件下,ITRCKF倾角估计值最大误差较CKF下降了31.64%,误差均方根下降了46.39%。所提方法对弹目视线角的估计值满足精度要求,并且相对于CKF估计值具有较好的鲁棒性能。

摘要：首先根据模型参考自适应控制理论,将模型逆与在线神经网络结合,设计了神经网络自适应姿态控制系统。接着叙述反馈线性化及模型逆理论,分析系统的模型跟踪误差动力特性,设计神经网络控制器及在线算法。然后以某无人直升机俯仰通道为例,对神经网络姿态控制系统进行仿真。结果表明该系统能够对未建模特性、参数不确定性等引起的模型逆误差进行自适应,而且在传感器输出中具有白噪声时仍然能够获得较好的响应特性。