摘要：基于自旋导弹周期等效控制力的形成原理及计算分析,对周期等效控制力周期的概念有了新的认识并提出了计算方法。在对主控信号与线性化信号的幅值比、主控信号的初相位及线性化信号与主控信号的频率比对周期等效控制力的影响深入分析基础上,对合理选择舵系统各参数提出建议。通过实例仿真计算,表明可以实现周期等效控制力对输入主控信号的较理想的线性关系。

摘要：针对传统长基线时差探测系统的缺点,本文提出了全新的动基站时差测量系统,并给出了目标的定位原理。针对此探测系统的特点,提出了一种高度简化的加权最小二乘算法,该算法利用子集选优法分析结果,并忽略各子集位置误差的相关性,从而有效地减小了运算量,同时保证了较高的目标位置测量精度。通过伪线性卡尔曼滤波法和广义卡尔曼滤波法进一步减小了目标位置的探测随机误差,统计仿真结果证明了这一数据处理流程的有效性。

摘要：箔条云团雷达回波的建模与仿真一直是电子对抗领域研究的热点之一。为反映不同雷达极化、不同入射方向等条件下雷达回波的差异,在有关单根箔条运动模式、后向散射特性等已有研究成果的基础上,首先通过分析视线及其极化分量与雷达天线和箔条的角度关系完善了演绎法建模的理论研究。其次设计了基于统一计算设备架构(compute unified device architecture,CUDA)的CPU与GPU串并行计算程序,解决了演绎模型仿真时计算量大的难题。最后从雷达回波的距离-多普勒特性、幅度分布特性等多个方面对仿真结果进行了分析,并通过与外场实测和理论推导数据的对比验证了仿真结果的可信性。

摘要：质量矩技术是近年来导弹控制领域研究的热点问题之一。它是通过调整弹体内部活动质量块的状态来实现导弹机动飞行的。与传统的气动舵控制方式相比,它具有响应快、气动外形简单、无舵面烧蚀问题等优点,在大气层内高超声速飞行控制领域具有广阔的应用前景。简述了质量矩技术的原理及应用领域,回顾了导弹质量矩控制技术的发展历程;从总体布局、动力学建模、控制系统设计等方面综合分析了质量矩技术的研究现状;提出了一些当前需要解决的难点问题,供相关人员参考。

摘要：针对大机动目标拦截过程中目标加速度未知的问题,提出一种结合有限时间收敛扩张状态观测器与自适应动态面控制的复合三维制导控制一体化设计方法。首先,建立基于弹目视线坐标系下的三维全耦合六自由度侧滑转弯导弹的制导控制一体化模型,减少了假设条件;采用动态面方法,避免传统反步法设计中的"计算膨胀"问题,引入有限时间收敛的扩张状态观测器来在线估计并补偿包括目标加速度在内的不确定性,同时结合自适应鲁棒控制策略,对新型扩张状态观测器的观测误差进行补偿,有效地提高了对大机动目标的拦截精度。基于李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。导弹六自由度全状态模型的拦截仿真证明了设计方案的有效性。

摘要：金属结构件的三维形状测量是评定金属构件加工质量的基础,基于结构光的三维重建方案受到金属构件中的高亮反射影响,存在着信噪比下降,甚至数据缺失的问题。针对金属构件检测中的高光问题,提出了一种自适应的条纹投影测量方案,并将其应用到金属表面的形状尺度测量中。采用了结合阈值化方法和色彩空间变换的方法检测图片高光区域,使用基于极线约束的投影-相机双视图搜索方法获取相机投影仪之间的变换关系,提出了基于双向反射分布函数(BRDF)光学成像模型的条纹调制参数生成方案,实现了投影条纹的像素级调制。实验结果表明,所提方案在减少投影次数提高测量效率的同时,高光区域测量结果的无效区域补偿率达51.3%,测量精度提升77.4%。

摘要：进行了复合材料-铝合金三钉单搭连接单向拉伸试验,测量了层合板面内位移、应变和离面位移随载荷的变化关系,建立了复合材料多钉单搭连接的三维累积损伤有限元模型,计算与试验对比结果表明,该模型可模拟大范围损伤发生之前的承载特性。采用试验和数值模拟相结合的方法研究了复合材料-金属三钉单搭连接钉载分布情况,结果表明:试验用复合材料-铝合金三钉单搭连接,螺栓1承载比例最高,螺栓3次之,中间螺栓的承载比例最低,并且螺栓承载比例在加载过程中基本保持不变;随着金属连接板刚度的增加,螺栓1的承载比例增加,螺栓3承载比例降低,中间螺栓2的承载比例变化较小,层合板离面位移减小;金属板配合间隙变化对钉载分布影响很小,但层合板的离面位移随配合间隙的增大而增大。

摘要：理论上只要根据初始轨道转移点和目标轨道进入点的信息,计算并产生转移所需速度增量,就可以完成航天器的轨道转移。但是由于误差的影响,需要在转移轨道飞行中进行中途修正,修正时刻的选择决定了入轨精度和燃料消耗。本文选择二次修正策略,设计了一种多目标进化算法,以Pareto秩和小生境参数共享函数计算个体适应度,采用共享函数选择法、自适应变异法进行遗传操作。同时构造外部种群储存Pareto最优解,并引入最优解集边界值以加快算法收敛至非劣解集前端的速度。通过仿真验证,该算法能够较完整地得到中途修正时机问题的Pareto最优解集,且分布均匀,满足工程实际的需要。

摘要：空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。

摘要：为了满足飞行器协同飞行任务需求,本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先,建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型,并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次,针对不同飞行段特点及任务需求,分别设计了各段导引律。其中,重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解,将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系,运用解析预测-校正思想,通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值,同时满足末端能量和时间约束。最后,通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。