摘要:采用伪谱法进行飞行器轨迹优化设计是近年来的热点研究方向，然而较全面地对各种方法进行综合分析的文献却很少。在对国内外相关文献进行系统研究的基础上，阐述了航空航天领域应用较为广泛的几种伪谱法的基本原理；归纳了伪谱法将连续最优控制问题转化为非线性规划问题的思路和具体步骤；总结了伪谱法在飞行器轨迹优化设计领域的应用情况；对伪谱法及其在飞行器轨迹优化设计领域应用的未来研究方向进行了分析。

摘要:针对临近空间飞艇，对其内部氦气的自然对流特征进行了数值模拟。采用计算流体力学方法，并利用自编的用户自定义函数将外部的温度边界条件导入壁面网格。在不同的稳态条件下，通过对内部氦气压力、温度、速度的分布等流场特征参数的研究，分析了临近空间飞艇内部气体自然对流的运动特性及其影响规律，并对自然对流非稳态变化过程进行了初步的探索。仿真结果表明，在临近空间环境下，飞艇内部氦气的自然对流，对于内部氦气自身的热交换具有一定程度的促进作用，而对蒙皮受力和结构安全性影响很小。

摘要:针对平流层飞艇一般采用多控制机构的特点，将广义逆控制分配方法应用到飞艇姿态控制系统中，并根据飞艇控制机构特性采用了加权伪逆控制分配算法。飞艇姿态控制仿真结果表明：设计的控制分配方法可以有效实现多控制机构的协调操纵，对姿态角控制效果良好，避免了单一操纵舵面过早进入饱和状态的情况；合理调整控制分配权值可减少能量损耗，增强实时性，便于工程实现。

摘要:对于超大展弦比构型的低速临近空间飞行器而言，由于其在飞行过程中结构变形非常显著，因此基于计算流体力学的分析方法对于动网格提出了非常高的要求。为此，提出了一种适用于边界大变形的动网格策略，该种动网格基于映射的思想，将边界网格的位置变化以某种权重反映到流场网格，并更新网格节点位置。选取距离倒数的n次方作为权重，研究不同的权重指数n对网格变形的影响规律，然后开展了二维与三维动网格实例分析。结果表明，这种动网格方法能够很好地适用于大变形的情形，并能很好地保证变形后的网格质量。

摘要:以临近空间平流层飞艇柔性充气囊体为研究对象，根据充气结构设计理论对充气囊体结构的最小压差和应力进行计算，建立平流层飞艇充气囊体结构有限元模型。在模型验证的基础上，采用非线性有限元方法对平流层飞艇充气囊体结构特性进行仿真分析，得到了囊体结构在不同压差和吊舱载荷作用下应力和变形分布及变化规律，并分析了结构加强配置对囊体应力和变形的影响，为平流层飞艇结构设计提供技术支撑和参考依据。

摘要:以某涵道螺旋桨为研究对象，利用动量理论分析了孤立螺旋桨和涵道螺旋桨产生不同拉力的原因；同时利用SST k-ω湍流模型，采用三维Navier-Stokes方程，利用滑移网格模型，通过数值模拟分别计算了孤立螺旋桨与涵道螺旋桨的复杂流动，分析它们在不同转速下，拉力系数、功率系数和效率的差异。分析表明，加上涵道以后，有效抑制了螺旋桨桨尖涡，减少了能量损失。在相同转速下，总拉力系数增加23%，涵道螺旋桨的拉力系数与功率系数的比值比孤立螺旋桨的高出40%，效率显著提高，同时需用功率系数也略有增加，约0.05，结果与理论分析相吻合。

摘要:将充气机翼应用于临近空间太阳能飞行器是具有创新性的设计概念。针对充气机翼构形特征和气动分析的相关问题，对构形特征进行分析和设计，并建立经纬网络充气机翼的模型；进一步运用数值方法，通过与标准翼型对比，分析二维充气机翼、三维经纬网络充气机翼的气动性能。数值分析结果表明，在设计的雷诺数条件下，充气机翼的气动性能相比于标准翼型有所降低。在此基础上，结合对流场结构和流动机理的研究，分析出导致充气机翼总阻力系数明显增加的主要原因是：充气机翼表面许多凹陷的局部区域所形成的涡结构，导致局部的摩阻有小幅的减小，但压差阻力大幅增加，最终使得总的气动性能有所降低。

摘要:为简化问题描述和便于数学操作，对无动力飞机的动态滑翔问题做了假设，并在这些假设下建立了无动力飞机动态滑翔的动力学模型，即三维速度空间中只有一个输入变量的常微分方程组。之后，从理论上得到了这个三维速度空间中机械能可以增加的最大范围，即能增纺锤体内部，并推导出最大的机械能增加率。得出更大的风梯度、更小的阻力系数和更小的面质比更加有利于飞机获取能量的结论，该结论加深了对动态滑翔能量观点的认识，对实践有指导意义。

摘要:平流层飞艇总重最小化能一定程度上反映总费用最低的设计目标，满足有效载荷功率需求是飞艇总体设计的出发点和落脚点。在飞艇参数建模中引入太阳电池曲面铺装模型以及昼夜能源闭环模型；以整艇重量最小为设计目标，以昼夜能源供需平衡、浮重平衡、推阻平衡三大平衡问题为约束条件，运用粒子群优化算法对飞艇的外形尺寸参数进行优化设计；分析了有效载荷功率需求和功率密度对于飞艇总体设计结果的敏感性。分析结果表明：飞艇总重随有效载荷功率线性增加；飞艇总重随有效载荷功率密度增加而迅速减小，但变化率逐渐变小，飞艇总重趋于稳定。能源系统仿真的结果表明了飞艇总体设计方法的有效性和设计结果的临界特性。

摘要:平流层飞艇的总体布局、升空原理和工作模式明显不同于导弹、飞机等传统飞行器，其动力学特性亦不同于上述飞行器，须深入研究其飞行动力学的基本特性、一般规律和内在机理。针对此问题，系统研究了平流层飞艇的飞行模态。采用小扰动方法推导了平流层飞艇的线性运动方程，将其解耦分组为纵向运动方程和横侧向运动方程；定义模态及模态参数，研究平流层飞艇的模态分析方法；通过计算分析状态方程的特征值和特征向量，研究了平流层飞艇的飞行模态。结果表明：纵向运动由浮沉、浪涌和摆动三种模态叠加而成，横侧向运动由偏航衰减、侧滑衰减和滚转振荡三种模态叠加而成。

摘要:高光谱影像降维快速独立成分分析过程包含大规模矩阵运算和大量迭代计算。通过分析算法热点，设计协方差矩阵计算、白化处理、ICA迭代和IC变换等关键热点的图像处理单元映射方案，提出并实现一种G-FastICA并行算法，并基于GPU架构研究算法优化策略。实验结果显示：在处理高光谱影像降维时，CPU/GPU异构系统能获得比CPU更高效的性能，G-FastICA算法比串行最高可获得72倍加速比，比16核CPU并行处理快4～6.5倍。

摘要:针对光滑粒子动力学主要计算量是近邻粒子搜索这一特点，提出了一种基于粒子分解的光滑粒子动力学并行计算方案。利用该方案可以方便地将任意串行光滑粒子动力学代码并行计算，而且每一个时间步内的信息传递量只和粒子总数有关，而和粒子的分布无关，因而特别适合于自由表面流动等大变形问题的并行数值模拟。对一个粒子总数为40万的三维溃坝问题的模拟结果表明：此方案能达到的最大加速比约为16，这一结果可能比空间分解方案（不考虑动态负载均衡）更优。

摘要:传统全球导航卫星系统信号发射时间的整毫秒恢复算法，在接收机概略位置未知时存在计算量剧增而无法应用的问题。利用北斗系统混合星座中GEO卫星电文速率高的这一特点，提出一种基于GEO粗定位的北斗接收机快速定位的方法。在接收机概略位置完全未知的情况下，使用已获取完整信号发射时刻的纯GEO星座进行粗定位，根据解算获得的概略位置对非GEO卫星发射时刻毫秒整数时间进行恢复，利用所有可见卫星进行精确定位。使用国际全球连续监测评估系统测站观测伪距对算法进行验证，国内测站可100%实现伪距恢复，完成快速定位。仿真遍历中国区域用户，在仿真伪距增加均值为0，标准差为6m噪声，截止仰角为0°时，中国附近区域实现快速定位概率均大于98.68%，其中约80%的中国附近区域可以100%实现卫星信号传输时间恢复并完成快速定位。

摘要:载噪比作为评估导航信号质量的重要指标，直接影响着接收机的捕获、跟踪和电文解调性能。推导了基于国际民航组织二阶阶跃信号畸变模型下导航接收机采用相关、非相关处理时载噪比估计与畸变模型参数之间的解析表达式，并分析了畸变参数对导航接收机载噪比估计误差的影响。理论分析及仿真结果表明：数字畸变参数变化范围下导航信号载噪比变化在10^-2量级，增大模拟畸变的振荡频率或者减小衰减频率将会提高载噪比估计值，模拟畸变参数变化引起的载噪比损耗可达0.1dBHz，畸变参数对载噪比估计的影响整体上都较小，因此导航接收机的载噪比输出不能作为监测导航信号是否异常的完备检测量。

摘要:针对传统自适应极化滤波算法存在收敛速度慢、迭代步长因子选取困难等问题，采用极化聚类中心估计理论设计了一种快速自适应极化滤波器，实现了对极化雷达回波中的干扰信号逐脉冲地自适应精确对消。滤波器通过距离单元选通获取干扰信号样本，对样本极化聚类中心的直接计算能够快速估计干扰信号在当前脉冲内极化状态，依据干扰输出功率最小原则最终实现快速滤波过程，相比于传统极化滤波算法有更快的收敛速度和更稳定的干扰抑制性能。仿真对比实验结果验证了该方法的快速有效性。

摘要:基于压缩感知理论研究曲线合成孔径雷达的曲线孔径优化和目标三维特征提取。〖BP)〗在建立曲线合成孔径雷达回波信号稀疏表示模型的基础上，基于压缩感知采样矩阵设计的不相关原则，给出了曲线孔径优化设计的评价准则，并利用基于全局优化的基追踪方法实现了目标三维特征提取。仿真结果验证了孔径优化评价准则的正确性和基追踪方法在目标特征提取处理中的有效性。

摘要:针对合成孔径雷达干涉相位滤波问题，提出了一种改进的分块局部最佳维纳滤波算法。该算法是加性高斯白噪声下的线性最小均方误差估计，利用目前图像滤波最前沿的技术——非局部技术，来联合估计图像的一、二阶矩。针对干涉相位中噪声的空变性，在应用中提出了两点改进：估计噪声的标准差时，用均值代替中值；根据噪声标准差的最大值和均值的比值，自适应地确定类的数量。仿真和实测数据表明，改进后的分块局部最佳维纳滤波算法是有效的，并优于其他三种算法。

摘要:为了减少调制带宽、抑制带外杂散，通信系统中通常在发射端设置脉冲成形滤波器，而为了获得最大信噪比，在接收端通常使用匹配滤波器。以半带滤波器为基础，利用多级级联方法，设计了一种新型的脉冲成形滤波器，通过最小、最大相位分解方法，使得滤波器便于在实际通信系统中的使用。仿真结果表明，设计的成形滤波器与升余弦滚降滤波器相比，通带起伏小，硬件资源耗费少，在低信噪比时对不同调制方式均有额外的功率增益。

摘要:针对实际超低频接收机不仅受非高斯噪声的影响，还受接收机内部和外部环境中高斯噪声影响的问题，对噪声采用非高斯分布和高斯分布的混合模型建模，根据混合模型的性质，设计了一种利用马尔可夫链蒙特卡洛方法的超低频信号码元盲检测算法。盲检测算法在贝叶斯层次模型下，采用Gibbs抽样和M-H抽样更新参数，同步估计信道衰落系数和噪声模型参数，并实现对信号码元的检测。算法迭代效率快、精度高。通过与最优检测算法性能比较，盲检测算法性能优异，对超低频信号接收具有重要的现实意义。

摘要:随着国内外航天发射任务逐年增多，大量在轨滞留的失效航天器将成为未来空间资源有效利用所面临的一个严峻挑战。空间碎片天基主动清除技术是从根源上对空间资源化利用与安全处置的措施，将提升和加强近地空间的可持续循环利用。本文明晰了空间碎片天基主动清除的概念，分析了空间碎片天基主动清除技术的发展历程，提出了其发展过程中面临的非合作目标相对导航、协调控制和捕获方式及装置等主要问题，为我国空间碎片天基主动清除技术的发展提出了有益参考。

摘要:通过保持空气流量不变、改变H₂/air当量比开展了连续旋转爆震对比试验，发现随当量比的降低出现三种传播模态：在较高的当量比(0.90～1.86)下，连续旋转爆震波以同向传播模态传播；在较低的当量比（≈0.75）下，则以双波对撞模态传播；在中间工况，则以上述混合模态维持传播。分析了不同传播模态下的高频压力特征，并初步分析了传播模态的转换机制：当量比较高时，爆震强度较高，传播过程中的损失和速度亏损相对较小，爆震波以同向传播模态维持传播；当量比较低时，爆震强度较低，传播过程中的损失和速度亏损较大，此时无法维持同向传播模态，而以双波对撞模态传播，这是由于双波对撞模态中的激波对撞产生高温环境，有利于燃烧放热，其可能是连续旋转爆震的极限传播模态。

摘要:通过实验研究含不同诱导缺陷的复合材料T型接头的弯曲力学性能和失效过程，采用引入脱黏缺陷和三角区填充率缺陷来诱导T型接头的不同失效模式。结果表明不同失效模式下T型接头所表现出来的弯曲力学性能差异极大，完好的T型接头所能承受的载荷为288.5N，界面脱黏会削弱其30%的承载能力，而三角区填充率的减少会导致裂纹在填充区内部引发和扩展，导致T型接头的弯曲力学性能大幅降低。

摘要:基于相对运动理论提出拦截中段制导方法。方法原理为，将拦截器初始轨迹与施加修正后的轨迹视为一主一从两空间目标，以相对运动理论描述从目标相对于主目标的运动规律，于是初始的修正量可由终点处相对状态求解。给出了一般形式的相对运动模型，运用几何法与变分法推导得到了J₂摄动影响下相对运动的状态转移矩阵，在此基础上，提出了采用状态转移矩阵的拦截中段制导方法。仿真算例表明，提出的方法能够为工程实际中的拦截中段制导提供有效支持。

摘要:利用登月飞行器的级间组合设计方法对载人登月飞行器的构造进行设计，在级间方案的论证中分析了不同组装模式对运载火箭能力的需求，建立了航天员和机器人联合探测的载人登月方案。级间组合方法可为应转移飞行器和登月飞行器设计提供另一种思路，根据飞行器级间的不同组合方式对登月飞行器的质量规模进行了初步估算，并对比了不同飞行方案对运载火箭能力的需求，研究可为我国首次载人登月任务方案提供参考。

摘要:将雷诺平均N-S方程与非线性噪声求解方法相结合，对M219空腔在Ma=0.6，Ma=0.85,Ma=1.35条件下进行了气动噪声分析。通过雷诺平均N-S方程求解空腔流场，得到包含空腔平均流场基本特征以及强制设定的湍流脉动统计描述的初始湍流统计平均解，采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播。通过与试验结果对比表明非线性噪声求解方法能够较好地捕捉空腔流动中的压强脉动及噪声水平。与分离涡模拟方法相比，非线性噪声求解方法在保持计算精度的同时大大减少计算网格，对内埋弹舱快速设计具有一定的参考意义。

摘要:由于飞机节点的通信距离有限，航空自组网的网络拓扑高动态的变化会导致频繁的网络分割并严重影响网络上层应用的正常运行。为了保证飞机节点之间端到端的连通性不受影响，航空自组网必须具备容错性，即任意一个节点或链路失效后网络仍然连通。通常情况下飞机节点的运动不可控，因此可在网络中加入一定数量的中继节点，通过控制中继节点的运动速度来实现并维持航空自组网的容错性。提出了一种在线中继节点速度控制方法，该方法根据网络当前状态计算出中继节点的最佳运动方式，在保证网络容错的前提下使得中继节点在网络运行时间内所运动的总路程最短。仿真结果表明该中继节点速度控制方法在航空自组网的容错控制方面具有潜在的应用前景。

摘要:针对以往考虑时间窗约束的多无人机协同任务分配问题模型不能反映在有效时间窗内，任务执行时间对任务收益的影响及求解算法效率较低的问题。建立了将任务收益和任务执行时间直接联系起来的任务分配模型和可行解到粒子整数编码方式的映射，设计了混合离散粒子群-郭涛算法的组合优化问题求解策略。借助粒子群算法利用粒子自身信息和种群有用信息指导种群进化的本质特点，优化郭涛算法的适应性序列倒置操作；设计了可变的学习选择概率来选择个体的学习粒子，改进了序列倒置算子。仿真实验验证了该方法处理复杂任务分配问题的有效性。

摘要:针对目前混合气体识别大多采用传感器稳态响应信号、基于线性混合假设或大量样本学习，而瞬态响应信号特征分析主要应用非正交分解的问题，提出一种基于响应等效性与瞬态信号正交分解的混合气体识别模型。分析金属氧化物半导体传感器对混合气体的响应特性，建立基于气体响应成分等效性假设的气体非线性混合模型，在此基础上，提出并应用一种新的正交基函数——扩展类Legendre正交基，对气体传感器瞬态响应信号进行分解；通过对正交分解系数与气体浓度的回归分析，验证二者之间的指数型关联关系，并以正交分解系数为特征参数，利用气体非线性等效混合模型对混合气体分解与辨识。实验结果表明，尽管这种混合气体识别模型仅用单一气体检测的先验知识，对混合气体的识别误差仍可达到15%以内。

摘要:整个反导射击过程可以简单看作一个基于预测的遭遇点起始的，不断重复、修正的过程。分析遭遇点预测的时间和空间前提，并给出遭遇点预测的3个基本准则；在多准则下建立了单遭遇点预测模型，给出了模型公式中未知量的转化方法；分射击-观察-射击和射击-射击两种情况建立了多准则下多遭遇点预测和优化模型，并给出了拦截弹最晚发射时间的计算方法；就观察时机对遭遇点预测的影响进行了分析与建模。部分研究属于探索性的研究，相关结论对指控模型开发和实施连续反导，从方法和作战理念方面提供了一些参考。

摘要:针对传统捕捉概率模型难以满足远程反舰导弹机动搜捕概率建模计算的问题，提出利用搜索论进行导弹机动搜捕概率计算的建模方法。该方法根据目标机动规律建立其分布概率密度函数，并依据末制导雷达发现目标概率的“倒四次方律”及弹目相对运动轨迹，构建其探测函数，通过求取两者之积的积分实现搜捕概率计算。计算结果显示：若远程反舰导弹不采取机动搜捕策略，目标指示误差增加1km时搜捕概率降低0.47，目标速度增加10节时搜捕概率降低0.3，末制导雷达搜索半径减小50%时搜捕概率降低0.3；若采取平行搜捕策略，上述因素对其影响大幅下降。可见，该方法综合考虑了目标机动规律、传感器探测规律、导弹搜捕策略，可实现远程反舰导弹机动搜捕概率的解算。