炮闩闩体击针孔强度仿真计算与结构改进

从击针和闩体的装配结构关系入手,在闩体击针室受力分析的基础上,进行了闩体有限元分析,得到了击针室两个不同部位受力时闩体击针孔处的应力和应变情况,从而提出解决闩体镜面击针孔产生凸出或裂纹问题的可行方案。     

非线性时滞系统模糊控制的一种新方法

针对一类状态变量具有时滞的非线性系统,研究了其模糊控制器的设计问题。采用线性矩阵不等式（LMI）的方法,设计了与状态变量导数有关的模糊控制器,得到了系统存在模糊控制器的充分条件,并利用线性矩阵不等式的解给出具体的形式,最后通过仿真说明了控制器的有效性。     

线性系统的鲁棒容错控制设计方法

考虑了线性故障系统的鲁棒容错控制问题。利用状态反馈特征结构配置参数化结果,提出了一种鲁棒容错控制设计方法。该方法将故障系统的鲁棒容错控制问题转化为含有约束的最小化问题。数值算例及其仿真结果验证了所设计方法的简单性和有效性。     

某加油车液压系统的温升控制

温升控制是液压系统设计的重要内容,其效果好坏直接影响着液压系统工作的可靠性。针对某加油车液压系统连续工作时间长、结构紧凑等特点,设计了一种新型的“油冷蛇形管”式液压油温控制系统,即将加油车自身输转的柴油导入液压油箱内的冷却管,对液压油实施强制冷却。经试验验证,取得了良好的温控效果。该方法取消了冷却水源,简化了结构,并达到了控制油温的目的,对类似系统的设计具有较好的借鉴意义。     

PID在柴油发电机组输出稳定性控制中的应用研究

针对目前移动式柴油发电机组机械式调速器响应速度慢、精度差以及负载变化较大时发电机组输出电压和频率波动较大的问题,研究了PID在柴油发电机组稳定性控制中的应用,进行了电子调速器电路的研究与设计。对75kW柴油发电机组进行了空载、半载及满载实验,实验结果验证了设计电路和控制方法的正确性。该电子调速器采用PID方法对发动机转速进行控制,达到了改善柴油发电机组输出稳定性的目的,并且具有响应速度快和准确度高的特点。     

能力型防空群指控系统概念模型及效能评估

为提高能力型防空群整体作战能力,应用系统论方法分析了能力型防空群指控系统的构成要素及运行模式,提出了指控系统信息结构力的概念,建立了能力型防空群指控系统概念模型。在此基础上,提出了能力型防空群指控系统效能评估指标体系,运用网络复杂性理论、图论、集合论及信息论方法建立了能力型防空群指控系统的物理性能及信息结构力计算模型,给出了指控系统效能综合评估函数,可为防空指控系统构建提供参考。     

基于免疫粒子群算法的自抗扰飞行控制器设计

提出了一种基于免疫粒子群优化算法的自抗扰大包线飞行控制器设计方法.针对传统的增益调参设计方法存在的工作量巨大与设计效率低的问题,利用自抗扰控制器进行大包线飞行控制器设计,并推导了适用于该方法的飞机非线性方程.由于自抗扰控制能够动态补偿对象模型的内扰和外扰,因此在很大的飞行区域内仅需一套控制器便可,从而避免了烦琐复杂的增益调参设计过程,并用免疫粒子群优化算法对自抗扰控制器参数进行了优化研究.仿真结果表明,所设计的自抗扰控制器具有优良的控制性能,并且控制器参数在较大的包线范围内不需要改变,从而简化了大包线飞行控制器设计.     

双机编队协同制导的火控机理

针对半主动雷达中制导的远距空空导弹在制导过程中对载机的强依赖性问题,提出了双机协同制导的概念;首次给出了双机协同制导的过程描述.分析了长、僚机制导过程中对导弹导引和目标跟踪过程中的各计算要素;提出了长机对目标预测并进行数据传递,僚机再通过预测值对目标实施机动和照射的协同制导思想.     

具有终端角度约束的H_∞制导律设计

针对导弹对地面运动目标精确攻击时姿态约束的H_∞末制导问题,提出了一种新的具有终端角度约束的制导律.基于二维弹目相对运动学的非线性关系,并将目标机动运动和系统结构摄动作为外部的扰动,建立了垂直平面内弹目相对运动的数学模型.以命中点终端姿态角跟踪误差和控制能量最小为性能指标,同时基于零化弹目视线角速率的思想, 设计得到了非线性H_∞鲁棒制导律.该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,而非求解HJI偏微分方程,同时也避免了对剩余时间的估计.数字仿真表明这种制导律在不需要任何目标运动信息的情况下,仍然保证终端角度和制导精度的要求,具有很强的鲁棒性和适应性.     

助推滑翔飞行器复合控制系统线性化小偏差运动方程推导与控制系统设计

助推滑翔技术是制导武器实现增加射程、提高机动突防能力的关键技术之一,对飞行器姿态控制有较高的要求,需要设计复合控制方式的姿态控制系统.针对采用空气舵与燃气舵联动控制的飞行器,建立了动力学模型,详细推导了完整的三通道线性化小偏差运动方程,结合典型弹道数据给出了动力系数图像,分析了助推滑翔弹道各飞行段中飞行器的稳定性,在此基础上选取再入段低空飞行特征点进行了姿控系统设计,仿真结果验证了线性化小偏差运动方程的正确性和控制系统的有效性,为进行此类飞行器的稳定性分析与姿态控制系统设计提供了有益的参考.