摘要：为了模拟低频空间结构动力学测试时的零重力环境,研制出一种高精度的气动悬挂系统,解决了系统设计中的气动关键技术问题.从系统设计角度分析了试验装置的工作原理和系统参数对垂直悬挂频率的影响,以指导系统的低频设计.基于空气静压润滑的原理,设计了内部供压节流孔支撑的无摩擦气缸以消除系统的摩擦力,建立了活塞和缸筒间隙内气体泄漏流动和径向承载能力的数学模型,并分析了结构参数对其性能的影响,指出影响气缸性能的关键因素是活塞间隙和节流孔尺寸.利用比例阀构建了压力控制系统以实现高精度的重力补偿.试验结果表明,该气动悬挂系统可以满足低频、高精度和无摩擦的设计要求,验证了方案的可行性和有效性.

摘要：拟人智能控制是一种基于被控对象的物理模型以及人类相应的知识模拟人类处理控制问题的思路和一般方法解决问题的控制方法。基于拟人智能控制思想提出一种针对采用直接力控制导弹的姿态控制的控制逻辑和非线性控制律的设计方法。控制逻辑决定了气动力与直接力两种控制方式的权限分配。然后,利用拟人思想设计定性控制律。利用广义归约的方法将复杂的导弹姿态控制问题分解成若干个可直接解决的本原问题,然后依据各本原问题的主次关系以及耦合关系通过分析导弹的飞行动力学模型设计出非线性控制律结构,最后利用遗传算法将控制律中的各权值优化定量得到定量控制律。所设计出的控制逻辑和控制律在导弹进行大过载机动时保证导弹的稳定性。仿真结果表明复合控制方法可以使导弹具有更高的精度。

摘要：研制该系统是为进一步完善激光引信的试验评测体系,为激光引信的性能测试及设计改进提供可重复进行的、量化的标准方法和全面的作战环境模拟。介绍了激光近炸引信半实物仿真及性能验证平台的系统组成、工作原理和关键技术。采用高速滑轨及姿态控制装置模拟弹目交会过程,目标及背景模拟装置模拟激光引信作战环境,通过采集、分析激光引信实物样机的回波、状态信息验证引信性能,采用FPGA开发平台对激光引信信息处理算法进行仿真验证,数字仿真平台开展激光引信虚拟设计验证。研制激光回波高速采集存储设备、模拟设备,建立激光引信数字仿真关键模型,解决了激光引信半实物仿真研究中的关键问题。该系统的建立可以克服外场试验人力物力耗费大、重复性差等弊端,缩短研制周期,降低研制成本拟合的方法。

摘要：建立了类X-51A高超声速飞行器的多学科模型,包括外形、气动、推进、质量、热流、弹道等学科.采用多学科设计优化(MDO,Multidisciplinary Design Optimization)方法中的协同优化(CO,Collaborative Optimization)进行了计算,计算流程中构建了两个子系统优化器与弹道学科的代理模型,使用代理模型替代了计算耗时的真实模型.同时为了对比,采用了多学科可行法(MDF,Multidisciplinary Feasible Method)进行了优化计算.结果表明,二者的优化结果基本一致,优化之后的飞行器质量比初始构型飞行器降低了15.2%,航程提升了63.5%,并且使用代理模型后计算效率也得到了很大的提升.验证了基于代理模型的协同优化方法应用于高超声速飞行器设计中的有效性.

摘要：协同设计目前已经成为解决复杂产品设计问题的关键技术之一。在分析了现有协同设计问题的基础上,提出通过构建虚拟PDM(VPDM,Virtual PDM),应用交换特征增长数据的方法,来解决企业间异构PDM、CAD应用系统的协同设计问题。给出了虚拟PDM的定义,并介绍了基于虚拟PDM进行协同设计的基本原理。建立了基于虚拟PDM的协同设计框架,分析了虚拟PDM系统的各组成部分。描述了Express表达的操作模型、统一特征模型,并将其映射到数据库。描述了虚拟PDM环境下基于特征增长的协同设计流程。通过系统所述的方法,研制的原型系统初步实现了两类CAD和PDM软件之间的协同设计。

摘要：研究了导弹视线角和视线角速度可测情况下的制导信息估计问题,给出了一种改进的CB观测器(Cost-Based Observer)设计算法。基于非线性平面拦截模型,将目标机动看作一阶马尔可夫过程建立了制导信息滤波的非线性状态方程并将其化为SDC模型。针对系统能观性不足问题,提出了多状态相关系数矩阵加权组合的方案对CB观测器进行改进。并将其用于估计弹目相对距离、相对速度和目标机动加速度,利用估计的制导信息进行制导计算并与制导信息完全可测情况进行比较研究。最后,采用比例导引律进行仿真,结果表明本文所设计的观测器估计精度较高,且能满足制导性能要求。

摘要：设计了一种基于二维光子晶体的偏振滤波分束器.利用平面波展开法计算光子晶体带隙,确定入射光波1 550nm下获得单偏振光的微结构参数,利用时域有限差分法对90°弯折缓冲层和分支冲击壁进行优化.分束器实质为在二维光子晶体阵列中引入缺陷而构成的波导,利用光子带隙效应和线缺陷90°偏转将入射光中的TM偏振分量(或TE偏振)完全过滤,得到单偏振光,最后通过Y型分支实现1∶1的单偏振光分光输出.仿真结果表明总输出/输入功率比达到68%.

摘要：针对具有不同亮度的点目标或某点目标亮度不断变化的情形,设计了线阵CCD视频幅值调节器反馈系统。应用固定双阈值法进行边界检测并利用灰度重心法进行像元细分,以实现对点目标的精确定位。CCD视频幅值调节器控制系统通过对光积分时间和程控增益的定量数控调节,使每线视频信号的光点图像目标的尖峰灰度幅值保持恒定,显著降低了对光源和光路的设计难度和成本。固定双阈值边界检测定位法可以截取品质很好的对称边缘,避免了光点尖部不规则对定位结果的影响。与传统的二值化方法相比,该系统不需要额外的二值化参考电平硬件电路,系统简单可靠,算法优越,可以实现<1/10 pixel的细分效果,定位结果保留小数点后2位有效数字,在工程应用上实现了对光点的精确定位,其2变量无级调光数控系统方案可为多变量摄像调光系统的设计提供重要参考。

摘要：为模拟空间结构地面动力学测试时的零重力环境,针对研制的气动悬挂装置(PSD)采用比例流量阀开发了高精度的恒定气压控制系统.在分析了系统原理的基础上,建立压力控制系统的非线性数学模型.模型包含了比例阀的动力学特性、阀口流动的非线性、气缸容腔的压力动态和由实验结果拟合的气体泄漏.针对实现恒压控制的目标,采用输入输出线性化方法得到相对阶为2的等价系统,由于模型具有参数不确定和未建模动态特性,设计了基于观测器和等效控制的模糊滑模变结构控制器(FSMC).实验结果表明,设计的控制器对负载变化、气源压力变化、活塞运动和外部干扰均具有较强的鲁棒性,稳态压力波动小于26Pa,实现了高精度的恒压控制.

摘要：利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下,预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计,具有很好的工程实用价值。