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摘要：针对某大口径火炮膛内射击过程的求解问题,采用有限元方法建立包含坡膛的全身管模型,运用ABAQUS幅值子程序,计算弹丸运动和火药燃烧的耦合过程,得到膛压初速的变化规律,并与常规解算方法进行对比。结果表明,仿真计算值与实测值吻合较好,挤进过程弹带逐渐刻槽,弹带结构影响其受力状态,是后续弹道规律的影响因素。可以改变挤进系统的结构参数,来研究不同起始条件下的内弹道性能变化规律,为内弹道计算提供了一种方法。

摘要：在雷达反隐身问题的研究中,雷达吸波材料（RAM）的涂覆缩减了目标雷达散射截面（RCS）,降低了目标的检测概率。针对雷达反隐身飞机突防的应用背景,以隐身飞机电磁散射特性为基础,以雷达探测概率为评价指标,建立了雷达反隐身的探测效果评估指标。首先研究了一种应用物理光学法（PO）与阻抗边界条件（IBC）结合计算表面涂覆目标雷达散射截面的快速方法。然后解算出隐身飞机突防时的动态RCS数据,并对其电磁散射特性进行分析。最后引入雷达探测概率模型,仿真分析了隐身突防过程中雷达对其探测概率的动态变化过程,理论分析和仿真结果表明：米波雷达相对厘米波雷达更具有反隐身优势。

摘要：火力系统与底盘系统的匹配性是车载火炮整体性能的重要组成部分,匹配因素的选取对建立车载火炮火力与底盘系统匹配性评估模型具有至关重要的作用。由于动态匹配因素对匹配性的影响较为复杂且实际测取较为困难,为得到车载火炮火力与底盘系统动态匹配因素,并研究动态匹配因素对匹配性的影响规律,以某车载火炮的虚拟样机发射过程的射击稳定性仿真为基础进行动态匹配因素的分析。建立了车载火炮虚拟样机模型,用Fortran语言编写了炮膛合力和反后坐装置力程序,仿真得到各主要部件的运动规律,并得到了火力与底盘系统动态匹配因素。仿真结果表明：车载火炮射击时,火力系统与底盘系统组合的车载火炮系统振动幅度较小,系统匹配具有较好的稳定性。

摘要：弹道导弹是属于远程间瞄武器,射击时是有误差的,而且误差随射击距离显著增加,为了提升其精确性,需要进行炮弹发射弹道命中目标误差校正估计。但是采用当前方法进行目标误差校正估计时,难以抵御外界因素的干扰。为此,提出一种基于抑制校正源方位偏差的炮弹发射弹道命中目标误差校正估计方法。该方法先融合于一阶Taylor阶数给出目标误差校正源的阵列的输入,得到误差校正源的协方差矩阵,组建基于最小二乘的炮弹发射弹道命中目标误差校正优化估计模型,并利用该模型滤除其估计噪声,组建基于炮弹发射弹道命中目标误差校正估计目标函数,利用粒子群方法较强的寻优能力估计出炮弹发射弹道命中目标误差校正的位置,完成对炮弹发射弹道命中目标误差校正的估计。实验仿真证明,所提方法校正估计精度较高,可以为分析炮弹弹道误差特性,考察影响射击精度的主要因素提供有力的依据。

摘要：在摆线推进器叶片多自由度运动情况下,多叶片间复杂的水动力干扰处理是敞水性能优化的难点问题之一。采用BANS方程、有限体积法和SST湍流模型相结合,并借助滑移网格和动网格技术,建立了摆线推进器数值计算方案,以NACA3412翼型二维模型为算例,验证了其准确性和有效性;基于上述数值计算方案,对摆线推进器在粘性流场中的敞水性能进行了数值仿真,得到了不同进速系数和偏心点位置对敞水性能的影响规律。研究结果表明,上述数值计算方法能够有效解决摆线推进器叶片多自由度运动敞水性能数值仿真问题,在相同的进速系数下,偏心率较大的摆线推进器具有更高的敞水效率,为摆线推进器优化设计提供有益参考。

摘要：为了提高舰载经纬仪视轴稳定控制系统的跟踪精度,针对单速度环的结构缺点,设计了双速度环串级控制方法,内环由编码器作为反馈元件测量视轴自身的转速,外环采用速率陀螺测量视轴在惯性空间下的转速,分别设计两个控制器来抑制内部干扰和隔离载体干扰。从伺服刚度和隔离度两方面与单速度环进行了分析和比较,并进行仿真分析和验证。结果表明,双速度环系统对因摩擦等引起的内部扰动具有更好的抑制能力,并且在高海况下具有更高的隔离度。

摘要：运载器电液伺服机构是一个涉及机械、电磁、液压等多学科的复杂系统,在运载器研制过程中需要使用电液伺服机构的仿真模型进行系统设计,模型的可信度就尤为重要。仿真可信度评估本质上是对模型与实物行为相似度的比较,样本数量越多,样本形式越丰富,评估的结论就会越可靠。论利用单机性能测试、半实物仿真与外场试验等多种数据源作为评估样本,针对数据特点选择秩和检验、TIC系数、谱估计等方法,最终得到了较为准确的、全面的可信度评估结果。

摘要：针对固体火箭发动机被动引射式高模试验,在发动机点火及熄火过程中存在的回火,给发动机喷管及对布置在高空舱内的测试装置和线路构成了严重威胁的问题。利用Navier-Stokes方程（N-S）和Spalart-Allmaras模型对发动机被动引射高空模拟试车全程进行流场瞬态仿真：对试验过程中发动机建压、稳压、减压及高空舱补气等阶段的流场结构进行仿真,同时对扩压器及高空舱内的流场进行仿真,分析高模试验各阶段的流场结构。结果显示：测点的实测数据与仿真曲线大致重合,只在补气的最初阶段略有差别,实测数据与仿真数据的整体吻合度较高。建压和减压过程,应采取绝热措施防止高温燃气对发动机,特别是喷管和后封头处破环,此外应对喷管外形面进行合理设计,以控制回火气体的分离点,有利于减小回火造成的影响。稳压段高空舱内流场结构稳定,不会对发动机造成影响。

摘要：对MODIS采集的卫星遥感图像进行几何校正,可以提升卫星遥感图像质量。进行几何校正时,应对卫星遥感图像的几何控制面特征误差进行准确计算,利用计算结果对卫星遥感图像进行几何校正。而传统的低空间分辨率算法通过从建立的卫星遥感图像几何模型中提取少量均匀的控制点,完成图像的几何校正,但不能准确计算几何控制面特征误差,存在校正误差较大的问题。提出一种基于改进距离-多普勒模型的卫星遥感图像的几何校正优化方法。利用多普勒模型对遥感图像目标进行定位,获取卫星遥感图像坐标与地理坐标之间的映射关系,得到出地面目标在卫星转动坐标系中的位置,融合于牛顿力学原理获取卫星平台运动关于图像方位向时间函数关系,建立基于面特征的几何模型,提取卫星遥感图像的几何控制面特征误差,完成了对MODIS卫星遥感图像的几何校正。仿真结果表明,与传统方法相比,所提的几何校正优化方法提高了图像几何校正精度,重建真实的MODIS卫星遥感图像几何特征。

摘要：对负载模拟器中无刷直流电机力矩控制方法的研究,可以提高电动负载模拟器的加载精度和动态性能。对无刷直流电机的力矩进行控制,需要根据电机多余力矩得到电压平衡方程,完成对电机的力矩控制。传统方法通过计算负载模拟器中无刷直流电机不同取值时的反电动势估计误差,对直流电机力矩进行控制,但忽略了建立多余力矩电压平衡方程,导致控制效果不理想。提出基于科尔摩根理论的负载模拟器中无刷直流电机力矩控制方法。利用电机多余力矩的传递函数,计算出负载模拟器直接驱动电机引起的电机惯性多余力矩,选取科尔摩根模块化直驱旋转（DDR）电机作为负载模拟器加载系统的实施机构,给出DDR加载电机的电压平衡方程,完成对无刷电机力矩的控制模型的建立。实验结果表明,所提方法与PID控制方法相比能够有效抑制电机多余力矩,鲁棒性较优。

摘要：胶接是飞机复合材料结构的主要连接形式之一。由于复合材料胶接失效模式复杂,包含有复合材料层合板失效和胶层失效,强度预测的难点在于仿真各种损伤模式及其相互之间的影响。因此,提出一种集成了两种失效模型的分析方法,其中基于三维Hashin失效准则和指数型刚度退化准则的失效模型仿真复合材料层合板失效,内聚力模型仿真胶层失效。建立了能够同时模拟复合材料层合板失效和胶层失效的复合材料胶接强度分析模型。利用该模型对复合材料胶接接头强度进行了计算,计算结果与试验结果一致性较好。运用所建立的分析模型,研究了复合材料胶接接头的主要设计参数（搭接长度、贴边末端厚度过渡区阶梯比、贴片末端铺层丢层方式等）对接头强度的影响,得到了设计参数对胶接接头强度影响的规律。

摘要：针对一类输入受限严反馈非线性系统,提出了一种动态面跟踪控制方法。利用双曲正切函数和辅助控制信号对系统非线性模型进行等价变换,解决了饱和函数的非光滑性给控制设计带来的问题。引入一个参数时变的非线性辅助方程,结合方程提出一种能克服输入受限问题的动态面控制方法。利用动态面技术解决了反推控制设计过程中存在的“微分爆炸”问题。通过Lyapunov稳定性理论证明闭环系统的所有状态一致最终有界且跟踪误差能收敛到任意小。通过超低空空投下滑阶段算例验证了方法的有效性。

摘要：为了能实现输电线路上无人机的自动巡检,提出了无人机自动飞行及相机自动拍摄的控制方法。自动飞行控制是基于测量无人机与输电线路相对距离的一种PID控制,但输电线路本身是一种镂空的线状结构且无人机巡检的环境比较复杂使得传统视觉测距方法的应用受限。通过结合输电线路姿态及拍摄角度,建立了符合应用场景的测距模型并测量了无人机相对输电线路的水平及垂直飞行距离,而且在此测距模型的基础上建立了自动拍摄的PID控制机制。最后,通过对无人机自动飞行及自动拍摄的控制进行仿真验证了无人机自动巡检的可行性。

摘要：为了扩大机场空侧容量,优化机场场面交通调度信息,以优化抵达航班的滑行路径为目标,通过分析机场场面滑行调度问题,构建了机场场面滑行的数学模型。采用蚁群算法结合该数学模型,并对蚁群算法信息素的更新采取自适应性改进,应用于国内某枢纽机场的局部滑行道系统和停机坪系统,对抵达航班的滑行路径进行优化设计。并用Matlab对两种算法实现计算机仿真。实验结果表明：与普通蚁群算法相比,自适应蚁群算法降低了抵达航班波的滑行时间,加快了迭代收敛速度,并缩短了抵达航班的滑行距离,同时减少了航班等待时间。即自适应蚁群算法实现了抵达航班的滑行路径优化设计。

摘要：电磁轨道发射过程中轨道产生过大变形会影响发射精度和轨道寿命。针对导弹在不同推力控制方式下电磁发射轨道的力学特性及导弹的发射速度问题,分析了导弹在垂直和倾斜两种推力控制下的电磁发射轨道受力和变形情况以及电枢的动力学特点。在将轨道简化为弹性基础的超静定梁后,建立轨道力学模型和电枢动力学方程,并进行了仿真。结果表明,低速情况下倾斜推力控制轨道形变较大,二者发射速度则差别不大;而高速发射时两种推力控制方式下导弹发射速度和发射轨道的形变基本一致,为不同战略需求的导弹选用合适的推力控制方式提供了理论参考。