起重机吊重摆角的自适应神经网络补偿控制

为了控制起重机吊重摆动幅度在最短时间内衰减到规定范围或平衡点附近,同时考虑到由于外界不确定性因素导致的系统模型的不确定性,设计了自适应径向基函数Radial Basis Function（RBF）神经网络补偿控制器。RBF神经网络对系统模型的未知函数进行辨识,并将辨识信息提供给控制器。实验结果表明：吊重摆角约在5s时跟踪给定幅度的正弦信号,并在参考信号发生突变时,摆角仍在给定的范围内;RBF神经网络约在5s后几乎以零误差辨识未知函数。所设计的控制器对不确定性因素具有较强的鲁棒性,这也验证了控制系统稳定性证明结论。     

横向扫描敏感子弹的命中概率分析

为了获得某新型横向扫描敏感子弹对车辆目标的命中概率,结合子弹的运动特点和作用过程,建立了子弹六自由度弹道方程组,并分析了影响子弹命中概率的主要因素,最终建立了子弹识别和命中目标的数学模型.结果表明:命中概率随子弹初始扰动、最大摆动角和弹目距离的减小而增加,当初始扰动小于0.05 rad/s,最大摆动角小于1.12°,弹...     

基于机器视觉的喷管摆角测试系统

针对摆动喷管摆角参数非接触的测试需求,设计了一种基于PC的喷管摆角的视觉测试系统,采用机器视觉的方法实现摆动喷管摆角的非接触测量,通过设计的模板匹配加圆拟合的复合式图像处理算法,在保证精度和速度的情况下检测喷管的轮廓及圆心,实现喷管摆角的测量,同时利用系统的标定算法校正了视觉系统中存在的畸变,边缘检测的算法降低了环境因素的影响,保证了测试系统的精度,具备现实环境下的实用性.     

横向运动板对长杆弹侵彻的偏转作用

弹体的攻角直接影响其侵彻能力,而横向运动板能使弹体发生偏转改变攻角,间接影响弹体的侵彻能力。在一定条件下,推导长杆弹在单层横向运动板作用下的偏转模型,并利用有限元仿真软件ANSYS／LS-rDYNA对长杆弹侵彻横向运动板的过程进行数值模拟。通过对偏转模型及仿真结果的分析,发现两者较为相符。研究结果显示：长杆弹侵彻横向运动板时,弹体会发生偏转,偏转的角速度先增后减,最后为0rad／s,此时偏转角最大;弹体速度方向也会发生偏转,其最终偏转角与弹体轴线的偏转角接近。     

线导鱼雷攻击远距离舰艇目标影响因素分析

使用线导鱼雷攻击远距离目标时,除了受目标方位误差的影响外,还应该综合考虑目标的运动态势（速度、舷角）以及目标距离等因素的影响。建立了线导加声自导鱼雷控制模型,通过仿真得到不同目标舷角、不同目标速度及不同射距条件下鱼雷捕获目标概率,根据仿真数据对目标舷角、目标速度及射距对线导鱼雷攻击远距离目标的影响进行分析,给出使用建议和应注意的问题。     

复杂外形导弹带空泡出水动力学特性研究

首先对潜射导弹出水过程进行动力学和运动学建模,随后基于Zwart-Gerber-Belamri空化模型,对带空泡的潜射导弹水动力学特性进行了数值计算研究。最后,依据以上动力学和运动学模型,对波浪扰动作用下,潜射导弹带空泡出水弹道及弹体姿态进行了数值仿真。结果显示,零攻角出水时,导弹轴向力系数随弹体空化扩大显著增加,压心后移;有攻角出水时,弹体法向力系数增量随攻角增加呈现先增大后减小的趋势。空化使潜射导弹出水速度降低约10%,出水时间延长约12%,导弹受波浪扰动程度增加约6%~7%。     

倾转机翼/旋翼机过渡姿态规划分析

针对带有倾转机翼段的新构型倾转旋翼机复杂的倾转过渡变构型过程,提出一种基于动量叶素理论的高速段倾转走廊边界计算方法。通过低速时机翼失速限制和高速时旋翼可用功率限制建立倾转过渡走廊计算模型,对比了传统构型倾转旋翼机和倾转机翼/旋翼机的倾转过渡走廊差别。对2种构型倾转旋翼机倾转过渡状态下前飞速度、机身迎角、旋翼桨距角姿态进行了对比分析。结果表明：带有倾转机翼段的倾转机翼/旋翼机具有更狭窄的倾转走廊,在短舱角0°状态,倾转机翼段占1/3展长的旋翼机相较于传统构型倾转旋翼机,倾转速度边界从39～57 m/s缩减到41.7～51.2 m/s,倾转操纵难度加大;在大于45°短舱角的倾转前期,同样的前飞速度和短舱倾转角状态下,倾转机翼/旋翼机机身迎角降低约2°,旋翼桨距角增大1°～4°,随着倾转过渡的完成,2种构型倾转旋翼机姿态差异逐渐变小。     

车载惯导大倾角导航姿态误差的理论分析北大核心

为了分析车载惯导大倾角下的导航姿态误差,提出了大倾角状态下转台方位轴不铅垂度是导航姿态误差的误差源;推导出车载惯导大倾角工作时导航姿态误差与惯导姿态角及转台不铅垂度相关的理论公式,并进行了仿真和实物验证。研究结果表明,大倾角状态下惯导导航输出的方位角误差是转台不铅垂度受方位调制后乘以俯仰角的正切值,橫滚角误差是转台不铅垂度受方位调制后除以俯仰角的余弦值,俯仰角误差是转台不铅垂度受方位调制的结果,与惯导俯仰角大小无关,转台存在不铅垂度时,大俯仰角下导航方位角和横滚角误差明显增大。惯导导航姿态误差呈现360°周期变化的规律且与惯导横滚角大小无关。     

潜射导弹出水过程空化流数值计算

运用Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格和复合网格技术,提出复杂外形潜射导弹出水过程中空化流数值计算方法。对头肩部、舵面及突起物的空化生成、演化及影响因素进行分析。仿真结果表明:出水过程初期空化数降低使附体空泡迅速扩大,随后对空泡脱落与振荡的影响将更为显著;肩部以15 m/s的速度出水时产生空化并随速度上升而迅速增长,5°~10°攻角时肩空化非对称性显现;舵面空化受出水速度影响较小,攻角小于等于5°时空化面积小于全舵面积的10%,但攻角大于5°后空化面积迅速增长至50%以上;减小突起物尺寸有利于避免空化产生,突起物空化受攻角影响较小,但在高速下可诱导临近弹体产生空化。     

复杂外形导弹出水过程空化流数值计算研究

基于Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格和复合网格技术,提出了一种复杂外形潜射导弹出水过程中空化流数值计算方法。对头肩部、舵面及突起物的空化生成、演化及影响因素进行了分析。结果表明,出水过程初期空化数降低使附体空泡迅速扩大,随后空泡脱落与振荡的影响将更为显著；肩部在15m/s出水时产生空化并随速度上升而迅速增长, - 攻角时肩空化非对称性显现；舵面空化受出水速度影响较小, 攻角以下时空化面积小于全舵面积的10%,但攻角超过 后空化面积迅速增长至50%以上；减小突起物尺寸有利于避免空化产生,突起物空化受攻角影响较小,但在高速下可诱导临近弹体产生空化。     

装备零讯

俄军推出新型反辐射导弹 俄罗斯战术导弹公司总经理鲍里斯·奥布诺索夫最近透露,该公司正在完成Kh-58UShK反辐射导弹的官方测试。这种反辐射导弹可以挂装在T-50PAK—FA第五代战斗机的内置式弹舱里。Kh-58UShK重650千克（战斗部重149千克）,弹体长约4．2米、弹径0．38米、翼展0．8米。Kh-58UShK的最大飞行速度4200千米／小时,发射时载机速度0．47-1．5倍音速,发射高度20米至20000米、最大发射距离76千米至245千米。     

系泊工况下调距导管桨水力性能预报

在验证所用数值计算方法可信性基础上,采用CFX软件对某艏辅推调距导管桨设计螺距和系泊工况螺距的水动力性能进行了有效预报,并对系泊工况装船桨性能行了分析。结果表明:系泊工况下,由于导管桨的抽吸作用在导管外壁近壁面区域存在与导管内部流动方向相反的逆向流动,且小螺距角系泊工况时导管桨尾流场轴向速度梯度分布更不均匀,受叶片形状影响明显,此时桨叶与导管的推力之比约为1.2∶1;装船后,推进器受船体和支架伴流影响,与系泊工况敞水性能相比桨叶推力增大,力矩增大;收放支架阻力约为导管桨产生推力的10%。     

载人飞船标准返回轨道设计

本文研究载人飞船三自由度标准返回轨道的设计方法。基本的设计思想是在返回坐标系中建立飞船返回轨道运动方程,用非等值的速度滚动角γｖ（ｔ）使飞船再入过载均匀化及减小标准返回轨道与升力失控时自旋轨道的航程差,并引入侧向制导思想解决γｖ（ｔ）的反向问题。仿真中用二重迭代方法确定有关参数,避免了参数选择的盲目性。仿真计算表明,本文提出的设计思想具有良好的实用价值。     

MASA展示外骨骼机器人辅助装置

美国家航空航天局（NASA）网站近日公布了一段关于其最新外骨骼机器人的演示视频。这款名为X1的外骨骼机器人重约26千克,有10个自由度,包括4个电动关节和6个被动关节。X1将穿戴者的下肢包裹,并通过背带装置从肩膀绕回腰间,在关节、膝盖和臀部等部位设置辅助装置,可让穿戴者灵活运动。     

弹体前缘圆孔凹槽有/无喷射流机理研究北大核心

为了研究不同圆孔凹槽直径及有/无喷射流流动机理,采用标准的k-w SST湍流模型数值计算方法进行分析。结果表明:当流体经过圆孔凹槽时,在圆孔凹槽边缘会形成膨胀波和压缩波,在圆孔凹槽内可能会形成涡流结构,并保持低速流体。当圆孔凹槽直径逐渐增加时,引起弹体壁面声速径向距离增加。同时,随着攻角的增大,圆孔凹槽内的静压逐渐降低;圆孔凹槽喷流速度的增加导致凹槽出口会出现激波现象,当喷流速度达到600 m/s时,凹槽出口激波强度明显增加,圆孔凹槽内静压减小。     

多序列跳频无线通信系统抗多音干扰性能研究

常规跳频系统（FH-2FSK）发送的调制信号易被干扰损伤,提出的多序列跳频（MSFH）无线通信方式不需对载波进行调制,直接以载波频率来表示消息,且每跳所使用频点的随机性比FH-2FSK强．通过理论分析得到了加性白高斯噪声信道下存在多音干扰时MSFH系统误码率的闭合表达式,由数值和仿真结果可知,在信道中仅存在加性白高斯噪声时,MSFH与FH-2FSK误码率性能相同;在最坏多音干扰下,MSFH与FH-2FSK相比约有3dB误码率性能增益,抗多音干扰能力更强．     

大功率柴油机喷油提前角对缸内燃烧过程的影响

针对某型大功率柴油机,采用试验和计算流体力学（CFD）仿真相结合的方法,研究了大功率柴油机在不同喷油提前角下的燃烧特性,着重分析了缸内最大爆发压力、峰值角、最大压力升高率、燃烧始点等参数的变化趋势,同时对缸内速度场、燃空当量比分布和温度场的变化进行研究,得出喷油提前角的变化对预混合滞燃期的改变是影响柴油机燃烧过程的主要因素,随着喷油提前角的增大,滞燃期内可燃混合气增多,缸内最大爆发压力、最大压力升高率和缸内最高温度随之升高。     

溅板式层板喷注单元燃烧特性数值分析

为了获得喷注单元结构参数对喷注器燃烧特性的影响规律,利用数值分析方法对单喷嘴溅板式层板喷注单元气-气燃烧特性进行研究,考察燃烧室特征长度及出口层喷嘴宽度对气氧/甲烷流动及燃烧特性的影响。在求解气-气燃烧流场方面,采用带化学反应的湍流N-S方程进行描述,其中化学动力学反应模型采用简化的单步9组分模型。研究结果表明:燃烧室特征长度的增大有利于特征速度效率的增加;该条件下采用溅板式层板喷注单元所对应的燃烧室特征长度约为600 mm。对比分析发现,出口层喷嘴宽度取0.15 mm时,水组分摩尔分数与热力计算值差别最大;当其值取1.05 mm时,燃烧室头部区域截面温度上升最快,取0.45 mm时上升最慢。总的来说,出口层喷嘴宽度取0.75 mm时,燃烧长度最短,燃烧效率最大。     

基于改进PSO算法对榴弹最佳杀伤面积的计算

为了获得榴弹在空中爆炸时的最佳杀伤参数,提出了一种最优参数计算方法。以卧姿人员为杀伤目标,建立了杀伤面积与落速、落角和炸高的数学模型和优化模型,利用随机惯性权重法对标准粒子群优化算法（particle swarm optimization,PSO）算法中的惯性权重进行改进,采用改进后的算法对榴弹最佳杀伤参数进行计算。结果表明：改进的算法对比传统计算方法,计算精度更高,最大炸高改进误差超过0.1 m,对比标准PSO算法需要的粒子数量更少,收敛速度更快。为榴弹最佳杀伤参数的设计提供了一种高效计算方法。     

舰载捷联惯导动基座 F-QUEST 初始对准方法

针对目前基于惯性系的捷联惯导动基座对准方法信息利用率不高及矢量观测选取不确定性导致对准精度下降的问题,提出了一种新的舰载捷联惯导动基座滤波四元数估计（filter quaternion estimation,F-QUEST）对准方法。构建了捷联惯导动基座初始对准模型,并利用姿态矩阵链式法则将惯导初始对准转化为姿态确定问题,进而采用 F-QUEST 算法求取姿态矩阵以实现捷联惯导动基座对准。车载试验结果表明：相比传统方法,新方法具有更高的对准精度和更快的收敛速度,水平姿态角误差只需3 s 即可收敛到0．01°。