多约束下距离加权最优滑模末制导律

为解决多约束下制导炮弹的精确制导问题,采用带有相对距离权函数的最优滑模末制导律,将权函数引入到最优制导律中,通过改变制导炮弹的运动轨迹、运动时间,进而增强制导精度。针对单权函数难以同时满足制导精度与导引头视线角、过载等约束的问题,采用不同权函数的分段加权方法解决加权最优末制导引起的制导问题。结合滑模变结构控制理论,设计分段加权最优滑模末制导律,增强制导系统的抗干扰能力。仿真验证结果表明,该末制导律既能解决过载、导引头视线角、落角等多约束情况下的精确制导问题,同时又具有一定的鲁棒性。     

基于陀螺仪和码盘的自主定位机器人系统

为实现轮式机器人的自主定位,研究了基于陀螺仪与码盘的机器人自主定位方法,设计并实现了一种基于陀螺仪和码盘的自主定位机器人系统,对其布局安装方式、自主定位方法和校准、初始化流程进行了研究。选用GYROCHIP II型的陀螺仪和2RMHF型编码盘,制作了1：1实物机器人平台对机器人系统进行验证。机器人实际运动验证结果表明,该系统可在短时间内实现高精度的自主定位。     

应用等效电路模型的频率选择表面有效分析

给出了一种基于等效电路模型的频率选择表面(FSS)快速分析方法。对任意形状单元的FSS结构,采用并联组合形式的LC等效电路,并通过全波模式展开分析,采用线性最小平方拟合和线性代数方法求得到其等效电路参数。对三极形单元夹嵌FSS结构实例的分析表明,文中方法与全波分析结果的一致性非常好,并便于FSS结构的最优化设计,可扩展到多层FSS结构的分析。     

一种FMCW雷达中的VCO非线性矫正方法

调频连续波雷达(FMCW)的性能与压控振荡器(VCO)的调频线性度密切相关.通过提出VCO非线性问题,说明VCO的调频线性度对FMCW性能的影响,给出一种基于FPGA和DAC的VCO非线性矫正方法,对其矫正性能进行仿真验证,并且在Ka波段FMCW雷达平台上进行了实测验证,效果良好.     

TSV电迁移影响因素的有限元分析

本文建立了TSV互连结构三维有限元模型,并对该模型进行了电热耦合分析,分别对比了不同电流密度、环境温度、TSV填充材料等因素对TSV互连结构电迁移失效的影响。结果表明,在一定范围内,电流密度和环境温度是影响TSV互连结构电迁移寿命的主要因素;四种填充物相比,碳纳米管与硅的热膨胀系数更匹配,且产生的焦耳热最小。此外,仿真分析不同TSV长度和孔径对TSV互连结构的温度场分布和焦耳热分布情况的影响。随着TSV长度增大,TSV单位体积热生成率有减小的趋势。电流密度相同情况下,随着TSV孔径增大,产生的焦耳热增加,将加速电迁移现象。     

基于本体的业务流程知识库的研究与设计

为解决业务流程管理在跨组织应用中面临的知识概念、术语不一致等问题,研究了构建旅游领域业务流程本体知识库的方法.在知识库中对可变业务流程的各个基本元素进行本体描述,实现旅游领域业务流程术语的规范化,设计本体约束规则并给出知识库中业务流程信息管理、分析的方法.实例结果表明,知识库的设计实现了业务流程术语的规范化及对流程知识的方便管理.     

基于滑模观测器的鲁棒变结构一体化导引控制律

针对测量信息受限的远程制导炮弹精确末制导问题,提出了一种基于滑模观测器的变结构鲁棒控制方法,依据Lyapunov稳定性理论证明了其有效性;应用所提出的方法设计了一种两回路一体化导引控制律。考虑弹体短周期动力学特性及舵回路1阶动力学滞后,视气动参数偏差与目标机动为有界不确定项,建立了两回路导引控制一体化设计模型。外环以零化视线角速率为目标,生成虚拟俯仰角速率指令;内环确保实际俯仰角速率跟踪到外环给出的指令。仿真结果表明,在测量信息受限、存在气动参数偏差和目标机动不确定的条件下,所提出的导引控制一体化设计方法具有高命中精度和良好的过载特性。     

两种卡尔曼滤波模型在修正弹弹道数据处理中的应用比较

为了准确实时估算修正弹的无控弹道,实现简易弹道修正,进一步提高弹箭的密集度,分别应用"当前"动态运动线性模型卡尔曼滤波和非线性质点弹道模型的扩展卡尔曼滤波,对GPS测量的修正弹飞行弹道空间位置参数进行滤波算法的实现与比较.算例仿真结果表明,采用质点弹道模型的滤波估计精度和收敛速度优于"当前"动态运动模型,但对系统模型参数的精度要求较高,对模型参数和过程参数变化的适应性不如"当前"动态运动模型.     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。     

基于专家PID 的滚转导弹控制系统

摘要：针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID 控制系统。建立了 滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID 控制方法设计该导弹的控制系统,并 在Matlab 中对控制系统进行仿真。仿真结果表明：该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性, 能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。