越肩发射空空导弹大攻角飞行自动驾驶仪设计

研究了越肩发射空空导弹大攻角飞行时的两种自动驾驶仪的设计方法.一种是利用双时标的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看作快子系统和慢子系统,解决由气动力剧烈变化引起的非线性.另一种采用了变结构控制策略.这两种方法均使用了反作用喷气装置来增强在大攻角情况下的转弯能力和机动能力.数学仿真显示出两种自动驾驶仪的良好性能.     

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。     

两栖型指控车非线性横摇安全盆侵蚀研究

采用单自由度系统研究了两栖型指控车在规则波激励下的非线性横摇和倾覆,非线性横摇控制方程应用四阶龙格库塔法进行数值积分;以波浪扰动力矩的幅值和波浪的频率作为变量,研究了两栖型指控车的安全盆侵蚀问题。以波浪扰动力矩的幅值为变量的安全盆侵蚀研究结果表明:当波浪扰动力矩大于0.01时,安全盆开始出现侵蚀现象,当波浪扰动力矩大于1.84时,安全盆的安全域已经变成了几个离散的点,随着波浪扰动力矩继续增大,安全盆的安全域将继续严重侵蚀,直到消失为止。以波浪频率为变量的安全盆侵蚀研究结果表明:两栖型指控车的安全盆侵蚀对波浪的频率敏感,安全盆出现明显的侵蚀;随着频率的增大,安全盆侵蚀将不会发生,表明两栖型指控车对高频波浪是安全的。     

基于非线性模型预测的翼伞系统控制研究

翼伞系统在飞行过程中,受外界不确定因素的影响呈现出非线性特性和耦合性．应用非线性模型预测控制理论对翼伞系统飞行控制进行了研究,提出基于非线性模型预测控制的翼伞系统控制律设计方法,并推导出控制律解析式．仿真研究表明,合理地选择泰勒展开级数和预测周期,通过泰勒级数展开并截尾后的翼伞非线性控制系统可以表现出良好的控制性能．     

钢丝绳弹性联轴器特性建模

提出一个钢丝绳弹性联轴器特性的数学模型,该数学模型能很好地描述钢丝绳弹性联轴器的迟滞非线性特性.分析表明,钢丝绳弹性联轴器具有软刚度和阻尼大的特性,有利于抑制船舶轴系的振动.     

一类脉冲时滞抛物型方程解的振动准则

讨论了一类含脉冲的时滞抛物型方程解的振动性,利用格林公式以及Jensen不等式,得出了该方程在一类边界条件下解的振动准则。     

基于双滑模变结构的旋转靶弹双通道控制

针对旋转靶弹低空飞行姿态难以快速调整以及参数摄动的问题,基于内外环的双滑模变结构方法,设计了旋转靶弹的双通道控制器。基于非线性模型,对靶弹快速变化的攻角和侧滑角以及慢速变化的高度和偏航距离分别设计了一种积分型滑模面,并采用指数趋近律减轻系统的抖振,利用Lyapunov稳定理论证明其稳定性。非线性仿真结果表明,该设计控制方法能快速准确响应控制指令,且在参数摄动时表现出较强的鲁棒性。     

一类完全非线性函数的证明与计数

Helleseth等最近给出了一类二项式形式的完全非线性函数,这是至今为止所发现的第一类由两个互不等价的单项式组成的二项式形式的完全非线性函数。本文利用Frobinus自同构将其变形为一个新的二项式,给出了其完全非线性的简洁证明,指出了这类函数与x2是等价的,最后讨论了该类完全非线性函数的计数性质。     

样条有限点法分析板的非线性动力响应问题

本文提出了用样条有限点法分析板的几何非线性动力响应问题。采用了三次B样条函数与梁的振型函数的乘积作为试函数,由虚位移原理的动力方程出发,建立起以样条函数结点参数表示的基本方程,推导了非线性刚度矩阵的精确显式,并用wilson-θ法求解动力增量方程,求得挠度响应曲线。本文给出了算例,并与文献结果进行比较。本文提出的方法具有计算量小、精度高等优点。是十分有效的方法。     

基于OLS算法的导弹气动系数模型优选

针对导弹控制系统中的气动力建模问题,将正交最小二乘法用于模型结构优选,并提出一种候选模型集预处理方法,用以剔除模型中的相关项在此基础上建立了导弹气动力模型优选方法。将其应用于一种导弹滚转力矩系数模型,进行了仿真计算,取得了与风洞试验数据一致的计算结果。结果显示该方法在导弹气动力建模中有效可行,为构建最优化的模型结构提供指导。