带落角约束的超声速飞行器制导控制一体化设计

针对超声速飞行器末飞行段攻击地面移动目标问题,提出一种带落角约束的制导控制一体化设计方法。联立目标-飞行器三维相对运动方程和飞行器控制系统非线性模型,基于不确定项有界假设建立具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型,将制导控制一体化设计问题转化为高阶非线性时变系统输出调节问题。构建视线角速率动态面向量并利用高频率反馈鲁棒控制方法得到控制系统的虚拟控制量,进而利用块动态面控制方法得到带落角约束的一体化制导控制律。以动态面和滤波误差为基础构建李雅普诺夫函数并证明各动态面和滤波误差的一致有界性。仿真结果表明,该一体化方法能保证飞行器以期望落角精确命中地面移动目标,且飞行器全部状态变量均有界稳定。     

高等院校本科生公共选修课教学改革探索

公共选修课是本科生人才培养方案中课程体系的重要组成部分,是实施通识教育的主要途径。结合承担本科生公共选修课的教学经历,可以深入分析公共选修课教学中存在的突出问题,总结在提升公共选修课教学效果方面的改革探索实践,包括精选课程内容、丰富"解"的方法、引入实践环节、畅通师生交流机制等,为本科生及研究生公共选修课程教学效果改良提供有益借鉴。     

基于遗传算法的导弹控制系统设计与仿真

针对导弹在气动参数变化剧烈且控制精度要求较高的情况下,控制参数难以确定的问题,提出了采用飞行全包络动态控制的方法。文中首先通过遗传算法来求解不同飞行状态和飞行环境下的控制参数的优化解,从而得出飞行包络参数表,然后通过插值查询得出在实时飞行状态下所需控制参数,以此实现动态控制,使得导弹在不同的飞行阶段都有对应的精确控制参数。文中以某防空导弹的六自由度模型为对象进行仿真研究,结果表明了该方法的可行性及良好的控制效果。     

再入机动弹道参数估计与预报算法

本文以再入段弹道预报为背景,主要解决多个模型关键参数未知情况下,再入大气层机动弹头的弹道精确外推问题。文章细化了再入段机动弹头的建模过程,建立了包含导引过程的有控机动弹道数学模型,并利用UKF非线性滤波算法估算模型中的弹道系数、落点信息等关键参数,最后进行弹道的精确外推。仿真算例表明,该方法能在弹道系数、落点信息等参数未知的情况下进行有效快速的弹道预报,具有较好的预报精度。     

亚微米级LiFePO4材料的粒径控制及性能研究

研究了亚微米级的LiFePO4材料的制备与粒径控制,使之同时具有微米级LiFePO4材料的加工性能和纳米级LiFePO4材料的高倍率放电性能,采用添加多糖的方法制备的0.56μm、0.76μm、0.96μm三种粒径的亚微米LiFePO4材料具有优良的大电流放电性能和大电流循环稳定性能。随着LiFePO4材料粒径的减小,大电流下容量保持率不断提高,0.56μm的LiFePO4材料20 C放电的容量保持率达到89.3%,在10 C倍率下放电,100个循环容量保持率在97%以上。     

基于对偶四元数的卫星主从式编队姿轨跟踪的优化控制

在对偶四元数的框架下研究了主从式编队卫星相对姿态和相对位置跟踪控制的优化问题.首先,给出了用对偶四元数描述的编队卫星六自由度的相对运动模型.接着,把系统模型拆分为标称系统和扰动系统,对于标称系统,使用李雅普诺夫优化控制技术和轨迹跟踪优化的方法来得到非线性系统的次优解,而对于扰动系统,利用滑模控制来确保闭环系统的鲁棒性,为此把最优控制和滑模控制结合起来提出了一种优化的积分滑模控制器,并通过李雅普诺夫方法严格地证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性.最后,通过数学仿真来验证设计方法的有效性和可行性,结果表明本文的方法能够实现编队卫星姿轨跟踪的精确控制,收敛速度较快,得到的性能指标更小,且对模型参数不确定性和外部有界干扰具有较强鲁棒性.     

四元数卡尔曼滤波组合导航算法性能分析

为分析四元数卡尔曼滤波组合导航算法在飞行器姿态估计中的性能,在建立四元数卡尔曼滤波观测方程、状态方程和方差计算模型的基础上,分别设计了陀螺/加速度计/磁强计组合导航仿真算例和陀螺/加速度计初始对准实验,比较了四元数卡尔曼滤波组合导航算法相较于传统扩展卡尔曼滤波组合导航算法在计算量、收敛性、收敛速度、收敛精度方面的性能.分析结果表明该滤波器无须扩展卡尔曼滤波器的线性化过程,计算量小,算法实现简单;收敛性和收敛速度均优于扩展卡尔曼滤波器.收敛精度较扩展卡尔曼滤波器高出约两个数量级,但收敛过程中存在一个比扩展卡尔曼滤波器精度低的时间区间.     

编队卫星相对位置测量信息自主确定月球引力场的方法

针对月球远月面引力场的数据不能直接测量而导致其测量精度不高的问题,提出了一种基于双星编队的月球引力场自主确定方法。该方法考虑到月球引力场对编队卫星相对运动的影响,通过扩展卡尔曼滤波算法对星间距离测量数据的处理,利用观测量的测量值与一步预测测量值之间的偏差来修正一步预测状态值,从而得到状态估计量,即实现了卫星自主定轨以及月球引力场的自主确定。仿真结果表明,根据对编队卫星在7 430s内的相对位置测量数据的处理,卫星轨道位置和速度确定精度分别能达到5.04m和6.07×10~(-3) m/s;月球J2项摄动常数的精度能达到9.14×10~(-8) ;月球引力场常数的精度能达到3.47×10~7 m~3/s~2。此结果能在一定程度上改善现有的月球引力场模型,为我国"嫦娥工程"提供更多的技术资料。     

底部结构对飞行器阻力特性的影响北大核心CSCD

为优化底部形状减小底部阻力,研究底部流场结构对超声速飞行器的阻力特性影响,采用计算流体动力学方法,建立了雷诺平均NS方程数值求解方法。通过与实验数据比较,验证了方法的可靠性,对含圆柱尾部、船尾的典型飞行器在不同马赫数和攻角下进行数值仿真。仿真结果表明:船尾设计具有减阻效果,且升阻比优于圆柱尾部。攻角变化对底部流场结构影响显著。飞行器的升力系数、阻力系数、升阻比及俯仰力矩系数,随攻角增加而增大。随马赫数增加,飞行器头部压力升高,底部压力降低,导致总阻力、底部阻力增大,然而,由于动压增大,使得相应的总阻力系数及底阻系数随之减小。计算分析为飞行器底部设计和优化提供了参考。