建筑创作中的反向思维

通过对部分国内外建筑作品的分析与研究，阐述了反向思维的基本含义以及反向思维在建筑创作中的运用，为建筑设计者提供一种切实可行且行之有效的建筑设计思维方式。     

潜艇应急上浮操纵运动仿真预报研究

研究潜艇在应急操纵过程中的姿态变化规律,在舱室破损情况下的供气挽回操纵的方法,采用可压缩气体的一维定常绝热摩擦管流理论建立了高压气吹除主压载水舱模型,并与潜艇大攻角运动数学模型结合,构建了潜艇应急操纵数学模型.对潜艇首部舱室破损时的挽回操纵过程进行了预报,使用车、舵、气动力抗沉的操纵模型进行仿真.仿真结果表明,建立的模型能够可靠地预报破损潜艇在应急浮起过程中的运动规律以及姿态变化,所采取的供气措施对实艇高压气的定量优化具有一定的参考价值.     

捷联惯导系统姿态测量算法研究

针对在大机动条件下进行快速准确的捷联惯导系统姿态矩阵解算,从原理上和计算效果上分析了现在较为常用的几种四元数更新方法,并在推证的过程中使用了一种新的方式;该方法以三阶泰勒展开为基础,直接利用角速度的各阶导数进行四元数的更新运算,最后准确地得出各个姿态角的值;通过对几种仿真结果进行的具体分析,表明该方法在不增加采样值的情况下,其计算的精度和计算时间都达到了其他算法在同等条件下无法达到的效果,可以有效的运用于大机动飞行条件下。     

飞行器内SFD-转子系统的动力学特性研究

建立了飞行器内SFD-转子系统的运动模型。数值研究表明。飞行器过大的垂直加速度分量或过小的水平加速度分量都可能使原稳定的SFD-转子系统变得不稳定。随着飞行器爬升角的变化。系统响应会出现周期1、周期3、拟周期、混沌等形态，而且会发生倍周期分叉和倒分叉。设计SFD时，必须充分考虑机动飞行的影响。     

空中自动防撞系统最优逃避机动的确定

采用最优控制理论对空中自动防撞系统确定其最优的逃避机动.首先将空中自动防撞系统逃避机动的确定问题抽象为一个具有复合性能指标的可变终端时刻的最优控制问题,然后采用二次曲线拟合的方法,求出两架飞机最靠近的终端时刻.最后根据极大值原理和飞机的状态方程,推算出为使两架飞机在最靠近时,实现最大距离的逃避机动所应采用的最优滚转角速度和法向过载,并给出了最优解的解析表达式.     

可机动弹道导弹三维飞行状态建模与仿真研究

为提供接近实际的弹道导弹飞行状态数据,根据弹道导弹气动特性和飞行控制原理,在实际飞行环境下,建立了可进行气动力及质心侧向力控制的多级助推弹道导弹三维飞行状态模型,并分别对单级、双级、三级助推的弹道导弹在气动力及质心侧向力控制下的飞行状态进行仿真。仿真结果表明:该模型能真实模拟质心侧向力及气动力控制的弹道导弹飞行规律,为弹道导弹拦截、突防、攻防对抗仿真等研究提供实时飞行的位置、速度等仿真数据。     

载机机动对目标被动探测跟踪影响的算法研究

针对单载机仅用单传感器对目标进行纯方位测量的被动探测跟踪问题,研究了载机的不同机动方式对目标被动探测跟踪算法性能的影响。建立了修正极坐标下目标被动探测跟踪模型,分析了该模型在扩展的卡尔曼滤波中的滤波特性和载机机动方式对该模型的影响,在Matlab环境中进行了仿真。结果验证了在载机不机动的情况下,该目标被动探测跟踪算法无法跟踪上目标;载机机动后一定时间后不再做机动会导致算法重新发散;当载机做适当的周期机动,该算法可持续跟踪目标。     

分布估计算法在航天器近距离最优交会中的应用

针对空间在轨服务飞行器实施近距离变轨最优化问题,探讨了在能量和时间两项指标情况下,航天器轨道机动中能量时间综合最优化的研究方法。基于C-W方程,推导了在轨服务器在双冲量变轨时的特征速度,以时间-燃料为指标构造了相应的模型,并针对基本遗传算法局部搜索能力不强的问题,采用一种新的利用统计学习手段从群体宏观角度建立描述解分布的分布估计算法。仿真结果表明,该分布估计算法可加速算法的收敛,具有良好的优化能力,能够从宏观上对整个群体建立模型,得到了混合指标下时间和能量关系,实现近距离变轨最优指标的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些有意义的结论,可供下一步研究参考。     

浅谈美军未来联合作战的“主导布势“

本文对美国未来联合作战的“主导布势”观念进行了简洁而准确的阐述,主要论述闻主导布势的涵义。主导布势观念基于先进的武器装备和高素质的人,强调信息优势、快速机 综合的作战能力等三个方面的内容。力求从理论上深入理解“主导布势”,从中为我军的理论发展提供一些借鉴。     

FLEXIBLE SPACECRAFT VIBRATION SUPPRESSION USING PWPF MODULATED INPUT COMPONENT COMMAND AND SLIDING MODE CONTROL

This paper presents a dual‐stage control system design method for the rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on sliding mode control (SMC) theory leading to a discontinuous control law. This controller accomplishes asymptotic attitude maneuvering in the closed‐loop system and is insensitive to the interaction of elastic modes and uncertainty in the system. The shaped command input controller based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method is designed for reduction of flexible mode vibration, which only requires information about natural frequency and damping of the closed system. Additionally, to extend the CSVS method to the system with on‐off actuators, pulse‐width pulse‐frequency (PWPF) modulation is employed to control the thruster firing and integrated with the CSVS method. Simulation results have been proven the potential of this technique to control flexible spacecraft.