摘要：为了满足无人机多任务模式的要求,有效实现任务重构,对多任务模式下综合电子系统的重构问题进行研究,提出一种基于改进飞蛾扑火优化算法的重构算法。根据综合电子系统重构模型和重构算法,设计了多任务可重构综合电子系统。针对改进的飞蛾扑火优化算法进行了仿真实验,并对实验结果进行分析验证,与差分进化算法和标准飞蛾扑火优化算法进行对比实验。实验证明重构算法通过对多目标进行优化,能够快速迭代生成高质量的重构蓝图,满足了综合电子系统的多任务模式需求。

摘要：针对传统三回路自动驾驶仪在工程应用中对开环穿越频率约束不足的问题,设计了一种使用奇异摄动裕度的三回路自动驾驶仪方法。该方法将奇异摄动裕度信息引入三回路自动驾驶仪中,对自动驾驶仪进行开环穿越频率极点设计和预测校正,使三回路自动驾驶仪能够有效地对开环穿越频率进行约束,不再依赖于控制系统的闭环自振频率,同时计算得到的奇异摄动值可有效地反映控制系统性能。试验结果分析证明,采用奇异摄动裕度的三回路自动驾驶仪克服了传统设计方法的缺点,对产生的干扰能够有效快速地进行抑制,并能通过奇异摄动值准确地反映控制系统工作效果。

摘要：针对传统Radau伪谱法处理非光滑平面时精度不高和效率不足的缺点,提出了一种基于自适应Radau伪谱算法的再入段轨道设计算法.该算法可以根据状态方程的拟合精度对再入段轨道进行自适应调整.在轨道曲率较高的区域,通过增加区段数量提高计算精度;在轨道曲率较低的区域,通过提高插值多项式的阶次提高计算精度.仿真结果显示,该算法形成的配点分布更为合理,相对传统的Radau算法具有高精度、高效率等优点,求解效果优于传统的Radau伪谱法,可将其应用到再入段轨道优化的工程实际中.

摘要：针对飞行器绕本体轴高速旋转的飞行过程出现的严重耦合干扰问题和大角加速度和大角速度测量问题,提出了一种自适应简化不确定性卡尔曼滤波算法。该算法使用超球面分布采样点和线性转移等方法简化算法采样计算和采样点的权值计算,提高算法效率;利用模型噪声和线性方程,通过一步预测进行自适应设计,计算滤波值和误差方差矩阵;使用次优噪声估计器推算过程噪声;对过程噪声进行正定判定,防止算法发散。仿真结果表明,这一改进的自适应简化不确定性卡尔曼滤波算法能够有效减少滚转角解算误差和耦合干扰,提高飞行器着陆点的精度。

摘要：发动机是船舶动力系统的重要组成部分,是振动噪声的源头之一,发动机缸内噪声通过缸体和缸盖罩向外辐射。以发动机缸盖罩为研究对象,通过有限元建模分析其模态,并进行试验验证。以缸盖罩结构的表面振速和辐射声功率为目标,采用有限元与边界元相结合的方法对缸盖罩结构进行声辐射特性优化设计。研究结果表明:通过结构优化设计,在缸盖罩内部两侧添加等腰三角形加强筋,可使得10Hz~4000Hz频段内发动机缸盖罩辐射声功率平均降低2.10dB(A)。研究结果可为发动机缸盖罩结构的设计提供借鉴。

摘要：针对挠性航天器滑模变结构姿态控制器控制力矩的高频抖振问题,提出一种挠性航天器智能模糊控制算法。该算法使用模糊控制算法对航天器控制参数进行模糊化智能处理,能够有效改善控制器控制力矩的高频抖振问题。首先将模糊控制算法与滑模控制算法结合,根据切换面趋近律系数模糊化处理;然后应用连续饱和函数代替符号函数设计姿态控制器;最后通过算法到达滑模面的程度调整边界层厚度,在保证控制力矩不发生抖振情况的同时有效控制滑模面边界层的厚度。仿真结果证明,提出的智能模糊控制算法能够有效改善挠性航天器控制力矩的高频抖振问题,同时可以加快挠性航天器低阶模态振动曲线的收敛速度。

摘要：以最大升阻比为优化目标,在锥型流场中优化设计出乘波布局,并考虑高超声速飞行器的防热需求,对乘波布局进行钝化设计,利用数值模拟和风洞实验两种手段,研究钝化前缘乘波布局的气动特性.结果表明:在一定钝化半径内,随着钝化半径的增加,乘波构型的升力特性变化仅为2%,但阻力特性增加近3倍,升阻比降低了将近50%.尽管如此,为了钝化乘波布局,仍维持了较高的升阻比,升阻比为3左右.同时,以二维顶压式进气道为基础,在多级楔锥组合体流场中,设计出满足超燃发动机进气要求的乘波前体/进气道一体化构型,并进行前缘钝化设计.针对一体化构型进行了数值验证,结果表明:此类一体化构型升阻比大于2.6,同时发动机总压恢系复数保持在40%左右,满足进气道的要求.

摘要：巡航飞行器正向着快速响应、高超声速巡航和强突防的方向发展,火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)推进系统是此类飞行器的潜在动力。本文以RBCC高超声速巡航飞行器为研究对象,对其飞行任务剖面进行规划与分析,并针对其轨迹优化设计问题,采取分段求解的思路:分别建立飞行器爬升段和巡航段轨迹设计数学模型,在此基础上,应用粒子群优化(Particle Swarm Optimization,PSO)算法对爬升段轨迹进行优化设计,而对于巡航段轨迹,则采用数值方法求解,两段轨迹求解过程中均考虑飞行动压、过载的约束以及控制变量的取值范围限制。仿真结果表明,所得到的轨迹满足飞行任务剖面需求及动压、过载等约束,验证了所用方法的有效性。

摘要：针对地球静止轨道(GEO)卫星在轨服务需求不断增加,但缺乏专用捕获接口的问题,提出一种GEO卫星远地点发动机喷管捕获机构。该机构主要包括三爪式喷管捕获机构、伞状导向缓冲机构及喷管支撑与分离机构。介绍了喷管包络捕获原理,通过对喷管包络捕获过程中运动学关系及碰撞检测问题的分析,给出了喷管无碰撞包络的捕获条件,并提出了减速捕获策略。引入赫兹模型建立了捕获机构接触碰撞动力学模型,采用ADAMS进行了动力学仿真分析。结果表明,在两星接近速度及捕获爪驱动速度满足捕获条件的情况下捕获机构能可靠地捕获目标星喷管,采用减速捕获策略可使捕获时碰撞力峰值减小50%以上。

摘要：为提高飞机起落架防滑刹车系统的效率和可靠性,针对刹车系统的复杂性及非线性的特点,提出了基于滑模变结构的全电驱动刹车防滑控制系统方案;将滑模变结构的机电设备力闭环的控制策略应用于全电驱动起落架刹车系统,以提高系统响应频率和刹车力闭环控制精度。通过惯性台刹车试验对设计的防滑刹车控制器及其控制策略进行验证。试验结果表明,设计的电刹车系统带宽由传统算法的2.5 Hz提高到7 Hz,力闭环控制精度由7.5%FS提高到2.0%FS。