关于政治理论课教学质量控制与评估的思考

建立教学质量控制与评估机制 ,是提高政治理论课教学质量的迫切需要。建立政治理论课教学质量控制与评估机制 ,就是要通过制度化的教学管理 ,使影响教学活动的一切要素得到控制和优化 ,把教学活动导向既定目标 ;就是要客观评价教学活动效果 ,为教学质量控制和实施激励提供依据     

自动导向车控制系统的数学模型及应用

本文提出自动导向车偏差控制系统的数学模型。文章首先研究自动导向车的运动特性,分析偏差量与车轮速度的关系,在此基础上导出它的动态结构图。它是一个多输入多输出的非线性系统。然后通过小偏差线性化方法,把它简化成线性单输入数学模型。该数学模型应用于激光导向无人小车,获得较好的运行控制效果。     

激光导向车 (LGV) 的实时姿态检测及控制

提出了一种通过实时检测激光导向车的姿态来控制其行驶的方法,该方法的基本原理是依据激光接收阵的信息先推导出车的瞬间姿态（以角度偏差α和距离偏差Ｄ表征）,然后对两驱动轮的速度进行控制;在新的模型车上的实验结果表明,这种方法明显提高了车的运行精度,可望用于实际的ＬＧＶ。     

导弹简识

导弹是依带自身动力装置推进,由制导系统导引、控制其飞行路线并导向目标的武器。导弹系统由推进、制导、弹头、弹体结构和弹上电源等五个分系统组成。     

提升自我控制能力的有效途径

良好的自我控制对于个体在学习、工作和人际关系等生活领域中获得成功而言是至关重要的.传统上,有意的冲动抑制行为被认为是自我控制的核心成分,是提升个体控制冲动效率的主要途径.近来一些研究者认为目标、动机冲突和欲望等因素也会影响冲动行为的控制.对于特质自我控制的研究也发现,有意的冲动抑制行为是一种低效的冲动控制方式;另一方面,目标导向和习惯限制则可以有效地控制冲动行为.     

内蒙一机集团以问题为导向降本增效

<正>在认真总结以往降本增效工作经验的基础上,一机集团各分子公司根据工作实际,以问题为导向,突出抓好重点、短板项目,在重点和短板项目方面下功夫,为提升公司经济运行质量发挥著作用。今年以来,中国兵器工业集团内蒙古第一机械集团有限公司从顶层规划设计入手,为切实推进降本增效工作,强化成本费用控制,公司各系统以问题为导向,明确保障     

某武器鉴定中心质量管理体系运行机制的设计与分析

针对武器鉴定中心质量管理体系建立后的有效运行问题,提出了通过优化运行机制解决质量管理体系执行不到位的现象。给出了机制设计的总体思路,并运用激励约束控制和行为目标导向方法对质量管理体系运行机制进行了具体描述。分析表明,好的运行机制、相应的组织支撑和鉴定中心管理控制,可为质量管理体系的有效运行提供保证。     

自导车激光导引控制系统研究

本文提出一种用于柔性加工系统(FMS)的自动导向车(AGV)导引控制系统。该系统不仅能导引直线运行,而且能控制转弯。当自导车沿直线行驶时,它由设置在地面的气体激光器发出的激光束导引,由最优线性调节器控制;当自导车转弯时,它由三束激光和角锥棱镜检测位置和方向,由模糊控制器控制。实验表明该导引控制系统可行,它将使FMS的物流系统具有更高的柔性度。     

军品定价模式及其选择

军品定价模式多样,我国军品定价应从实际出发,通过区分军品的属性、类别以及通用性来选择不同的定价模式。对于武器系统通用的小零部件等,可由市场提供,采取市场为导向的竞争性定价模式;对于军民通用的军品,应采取具有突出竞争性的军品定价模式;对于投资大、具有军事保密安全特性、战略性的军事专用装备的购置,则应采取单一来源采购的成本导向定价模式并重点关注对质量的要求,由国家宏观政策主导控制军品价格。     

精密机床导轨的测量分析

本文提出了一个用于质量诊断的精密机床导轨分析系统。受控目标的质量评估是依据于对一个物体在选定区间内的测量形状与位置偏差来确定的。质量评估采用相关综合指标的形式:基本误差函数,综合不平行度。在对完整的支撑部件或导向部件作评估的时候,这套系统能对各部件的位置做校正。本文所描述的计算机系统能控制任何测量系统。目前的版本是控制一个测量平动与转动位移量的激光干涉仪。     

运载火箭摄动制导导引系数实时计算方法

对于新型运载火箭,没有相近型号导引系数数据供参考,采用传统试探法计算量大,在制导方案初期论证中不能满足多方案快速计算的需求。在引入理想弹道剩余飞行速度概念的基础上,提出导引系数实时计算方法。本方法对当前实时状态参数和后续飞行段弹道进行了综合考虑,通过数字仿真表明导引精度高于传统常系数导引方法。由于本方法对导引能力进行了预估,因而制导指令不会剧烈变化,易于姿态控制系统的设计实现。同时,由于采用完全解析法,对箭载计算机计算能力要求几乎没有增加,易于工程实现。     

飞行器的轨道优化与制导规律研究综述

飞行器的轨道优化与制导规律研究是飞行器设计的重要课题之一。轨道优化与制导规律研究是根据给定的技术指标 ,建立飞行器的运动方程 ,并选择主要设计参数 ,构造性能泛函 ,运用现代控制理论及数学理论原理求解最优参数 ,形成制导规律与相应的飞行器飞行轨道     

高超声速飞行器俯冲机动最优制导方法

为解决高超声速飞行器俯冲段精确制导与机动突防问题,研究了机动突防最优制导方法。针对零化视线角速率降低突防性能的问题,在俯冲平面及转弯平面内分别设计了正弦形式的视线角参考运动,同时为进一步实现俯冲精确制导,以落速最大为性能指标利用最优控制对其进行跟踪,引入了伪控制量以简化最优制导问题的求解,最后分析了该方法的稳定性及制导性能。以CAV-H为例进行仿真分析,仿真结果表明该方法能够实现机动飞行,且能够高精度地满足终端落角及落点约束,可为高超声速飞行器俯冲段精确制导及机动突防提供参考。     

大型飞行器制导与姿态控制联合仿真建模研究

针对固体火箭发动机、机动发射的大型飞行器的特点 ,提出了建立大姿态情况下全量、全干扰、非线性、时变的制导与姿态控制联合仿真数学模型的一般方法。以某型号固体发动机、机动发射的飞行器为背景 ,在综合考虑了控制系统动态特性和飞行器质心运动、绕质心运动、变质量特性、弹性振动特性、风干扰等因素的情况下 ,建立了飞行器的联合仿真数学模型。进而在面向对象仿真环境下 ,建立了直观、形象、易理想、易扩充的面向对象的飞行器联合仿真模型。仿真结果表明所建联合仿真模型是正确和有效的     

基于模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法

为充分利用高超声速飞行器在俯冲段的质心运动与绕质心运动之间的耦合作用和飞行过程中的不确定性，基于模糊干扰观测器提出了三维一体化制导与控制问题。首先根据飞行器的动力学方程以及飞行器-目标的视线角相对运动方程，推导出来适用于倾斜转弯控制的一体化制导控制模型。接着，针对模型中的不确定性采用模糊干扰观测器进行补偿，并使用块动态面方法设计了一种一体化制导控制律。然后，通过选取适当的李雅普诺夫函数证明了闭环系统状态的一致毕竟有界性。最后，仿真结果验证了该一体化制导控制方法的有效性和鲁棒性。     

基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法

为量化无动力滑翔飞行器末制导初始参数不确定性的综合影响,提升飞行器落点精度,提出基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法。面向飞行器末端高动态打击需求,采用落角约束下的滑模变结构导引律进行实时弹道成型,进而考虑末制导初始参数的不确定性。以落点有效毁伤半径概率和落点圆概率偏差为多优化目标,建立基于不确定性的末制导初始参数及制导律参数优化模型。针对这一不确定性优化模型,研究利用高效全局优化和蒙特卡洛方法,给出末制导初始参数及制导律参数的最优设计方案。仿真结果表明:该方法能显著提升落点精度,为方案设计阶段飞行器末制导交接点的选取提供决策支持。     

多约束下的高超声速飞行器三维非线性自适应末制导律

面向多约束下高超声速飞行器末制导过程中的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,设计一种适于高超声速飞行器的三维非线性自适应末制导律。为了模型描述的完整性和简洁性,引入视线旋量和旋量速度的概念,并基于此建立三维制导参考模型和实际系统的表达式;为了保证制导律的鲁棒性和自适应性,基于自适应控制理论,设计一种三维非线性自适应制导律;通过数学推导证明了该制导律的稳定性。该制导律能够从理论上克服高超声速飞行器末制导面临的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,满足多约束制导要求。仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

基于反馈线性化及滑模控制的俯冲机动制导方法

以高超声速飞行器为研究对象,针对俯冲段精确制导及机动突防问题,基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道,其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程,基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪,最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律,该制导律完全基于飞行器当前运动状态,所需的相对运动信息大大减少。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现俯冲段精确制导及机动飞行,且对初始及过程偏差具有较强的鲁棒性,能够为高超声速飞行器俯冲段制导提供有益参考。     

姿态角单次调整的固体运载火箭耗尽关机能量管理方法

固体运载火箭传统耗尽关机制导方法姿态角调整次数过多,不利于控制系统设计。提出了姿态角单次调整的耗尽关机能量管理策略:以火箭的待增视速度方向为基准,通过计算火箭所需耗费的视速度,优化选取火箭的初、末姿态角;火箭以恒定角速率从初姿态角变为末姿态角,达到末姿态角时保持恒定,直至耗尽关机。仿真结果表明,新方法在满足火箭的终端速度约束条件下,视速度模量耗费百分比超过30%,且姿态角单向调整,有利于控制系统的工程设计。     

气动弹性影响下高超声速飞行器动力学建模与分析

高超声速飞行器通常采用轻质材料和细长升力体设计,导致受控刚体运动频率与结构振动频率趋于接近,给飞行器制导控制系统设计带来了巨大挑战。基于假设模态下建立了考虑变截面效应的高超声速飞行器自由梁结构动力学模型,对比了横截面梁和变截面梁模态振型和频率;考虑变截面效应后,振型变化较大,同时二、三阶模态频率均变小。给出了耦合气动弹性和飞行动力学的高超声速飞行器运动方程。在典型工况下,对比分析了刚体、常截面梁和变截面梁高超声速飞行器的平衡和动态特征,结果说明:变截面梁在平衡状态下附加攻角更大,系统在平衡点处开环不稳定性更大,同时非最小相位行为基本不变。