摘要：针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明:该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。

摘要：为了获得更多路径的声波飞行时间,提高声学法温度场重建精度,设计了基于虚拟仪器的16通道声波飞行时间测量系统.该系统以LabVIEW为软件设计平台,以数据采集模块、声波发射电路、声波接收电路和带声卡的计算机构成硬件系统,实现了声波信号的产生、发射、接收、采集和互相关分析全过程.测试结果表明,系统能够按照设计构想正常运行,用互相关分析法获得的各路径声波飞行时间估值稳定,在系统中嵌入适当的温度场重建算法便可实现16通道声学法温度场检测.