新型舵机结构运动分析与仿真

根据旋转弹弹道修正要求,提出一种基于4R空间机构的电动舵机结构,建立了理论分析模型,以空间机构学运动分析为基础,推导了机构输入、输出转角关系,绘制了理论分析转角曲线,建立机构三维模型,通过多刚体及刚柔耦合仿真验证分析了舵机转角关系和运动副受力情况,研究了该结构的可行性。计算分析结果表明,该舵机具有结构简单,动作可靠的优点,能满足舵机控制的转角精度和响应频率要求,适用于简易制导弹药。     

协同作战中信息分发算法研究

大规模协同作战中的高效通信问题为当前信息战的研究重点之一,但由于单独作战单元无法了解全局的信息内容及需求方,这给通信资源有限的参战兵力之间的态势共享带来了困难。为此提出了一个分布式协作信息分发算法,在理论上借鉴了复杂网络的小世界特性,即单元节点可以通过邻节点在较少跳数内完成信息的传输。在思路上利用了信息相关性概念,作战单元利用信息之间的关联性及信息与节点之间的收发关系建立控制信息发送的路由表。并通过仿真实验验证了不同网络拓扑下算法性能的变化情况,结果证明分发算法能较好地支持信息共享。     

基于蒙特卡洛法的无人机飞行冲突解脱安全评估

冲突解脱技术是无人机与有人机共域飞行的前提保障。针对目前缺少对冲突解脱技术安全评估的方法,提出运用蒙特卡洛法对飞行冲突进行仿真模拟,得出冲突解脱算法的安全效率。提出基于改进蚁群算法的冲突解脱技术,实现无人机的飞行冲突解脱;利用蒙特卡洛法,对飞行冲突过程进行大规模仿真,计算冲突解脱效率,与基本蚁群算法进行对比,并从安全角度对结果进行分析。提出的思路可为未来无人机空域运行安全评估体系的构建提供一种理论参考。     

小水线面双体船横摇阻尼特性数值与试验研究

针对安装稳定鳍的小水线面双体船开展了零速静水自由横摇衰减数值与试验研究。通过不确定度分析验证数值计算方法的可靠性,进而对比船体的线性横摇阻尼和非线性横摇阻尼,并分析摩擦阻尼和稳定鳍对小水线面双体船横摇恢复力矩的影响规律。结果表明:由数值计算求得的自由横摇衰减曲线与试验结果吻合良好;在线性横摇运动假设下,线性横摇阻尼系数随着初始横倾角的增加而增大;将通过数值计算求得的非线性阻尼系数代入到非线性横摇运动方程中能准确地模拟船体的自由横摇衰减运动;摩擦阻尼和稳定鳍对小水线面双体船零速静水自由横摇时的横摇恢复力矩贡献很小。     

新型微纳材料制备的高性能室温太赫兹光电探测器

可室温运转的高灵敏度太赫兹探测器是该领域的难点。热电原理的太赫兹探测器为解决室温下的宽频段、高灵敏探测提供可能。通过利用石墨烯和钙钛矿等新型微纳材料的高载流子迁移率和优异的热电性能,制备出高性能室温运转的太赫兹光电探测器,探测的光电响应度最高可达到271 mA/W,响应时间小于20 ms。研究表明,石墨烯和钙钛矿等光热电探测器有望成为太赫兹频段新一代高性能探测器。     

坦克起步工况下离合器工作状态和摩擦力矩分析

分析了坦克起步时离合器工作状态和作用在离合器主、被动部分上的驱动力矩和阻力矩。对快速结合离合器使坦克起步时的离合器同步时间及转速、摩滑功和温升进行了计算,对平稳结合离合器时坦克起步过程中的力矩平衡进行了分析,为驾驶、仿真和评估坦克起步过程中合理使用离合器奠定了基础。     

传播矩阵的物理含义

传播矩阵方法被广泛应用于分层均匀介质模型中波场的模拟计算,它能够计算出所考察时间窗内的所有层间反透射波及转换波的贡献,提高了计算效率,使算法更加体系化。以SH波为例,分析了传播矩阵实现层内多次反射的机制,对更好地理解和利用这一算法有较好的参考意义。     

EMD降噪与小波变换在轴承故障诊断中的应用

在轴承故障诊断中,为降低噪声对小波变换的干扰,提出了先用经验模态分解、再用小波变换对信号进行分析的综合处理法.在用经验模态分解方法的自适应性对信号进行分解的基础上,选用峭度值优选贡献率高的固有模态函数重构信号,计算其自相关函数,然后进行小波变换,得到分解后细节信号的级联谱,对效果最好的分量进行Hilbert解调.该方法解决了噪声对弱故障信号干扰导致诊断效果不明显的问题,提高了小波变换的故障识别率和效率.轴承滚动体点蚀故障试验结果表明:该方法能有效提取轴承滚动体故障特征,与传统包络解调相比具有更好的效果.     

新形势下装备保障信息化建设研究

针对传统装备保障模式难以适应信息化战争的问题,提出了开展装备保障信息化建设思路.在对装备保障信息化建设必要性及内涵分析的基础上,系统给出当前开展装备保障信息化建设应开展的重点工作、基本方法及工作思路.     

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。