为了将红外图像的全局信息与可见光图像的细节信息进行有效结合，进一步提高融合后图像的质量，提出了一种同时增强图像边缘细节和对比度的非下采样剪切波变换（ NSST）域红外和可见光图像融合方法。首先，通过平移不变剪切波将图像分解成为低频子带与高频子带，通过全局显著性图分析图像的对比度信息；利用改进型局部显著度图分析图像局部边缘信息。针对不同频带系数，结合边缘信息和对比度信息对频带系数进行融合，最后，利用逆变换得到最终的融合图像。大量实验结果表明，本文方法在提高图像整体对比度的同时增强了图像的边缘细节表现能力，优于现有的基于小波变换，非下采样轮廓波变换（NSCT）和显著度图等几种图像融合方法。

为准确获取半捷联图像导引头视线角速率，构建了Kalman观测器对电机平台进行框架角速率估计。首先，根据半捷联导引头稳定跟踪原理，建立了以Kalman观测器为状态反馈的数学模型；其次，根据编码器误差特性，应用最优估计理论计算分析了估计精度与观测器参数之间的关系；再次，在保证稳定平台带宽的前提下，设计了两种不同采样率下的Kalman观测器；最后，进行了数字仿真实验验证。结果表明：在2 000 Hz采样率下，估计算法角速率精度为0.098 9 (°)/s，优于200 Hz采样率下的0.301 3 (°)/s；两种采样率下导引头带宽均为59.6 rad/s，平台隔离度为1.5%。提高导引头稳定系统采样率并与相应控制参数匹配，能有效提高平台角速率估计精度。

针对空空导弹的电动舵机系统, 提出了基于传动机构主模态的控制方案, 并利用机构动态特性匹配和主模态法设计了双环控制系统。对曲柄滑块机构中的连杆进行分析, 利用机构动态特性匹配和主模态方法将高阶多自由度动力学模型简化为二自由度自由转子模型。对二自由度模型与控制系统联合建模, 分析机构在有无阻尼状态时谐振主频对系统开环截止频率的影响, 确定了按照无阻尼状态进行系统设计更为可靠。最后, 对传动机构进行了模态测试, 确定了机构动态特性匹配设计方法的可行性。结合风洞测试数据在全弹道飞行平台上对含机构主模态的舵机系统进行了性能验证。模态测试结果表明: 固支舵面第一阶扭转频率为1 210.47 rad/s, 传动机构(含舵面)第一阶扭转频率为1 148.17 rad/s, 与理论1 180.0 rad/s结果一致。全弹道飞行平台外载荷验证显示: 最大铰链力矩为6.8 Nm时, 舵面弹性转角为1.1°, 舵机跟踪自驾仪指令最大误差为±0.1°, 这些结果满足舵机系统对性能指标的要求。

分析了平台式导引头的技术特点与要求,对捷联式导引头视线角提取方法、刻度因数及精度测试方法、制导系统结构等进行了研究。首先,建立了全捷联光学导引头的数学模型,提出了视线角提取方法;接着,分析了全捷联导引头刻度因数的特性及其测试方法,并利用稳态卡尔曼滤波器对体视线角进行滤波;最后,利用“姿态+过载”驾驶仪,结合“近似积分比例导引”进行全捷联导引头的制导与控制系统仿真实验。测试与仿真实验显示：全捷联导引头视场角大于0.289°时的刻度因数误差小于7%,符合刻度因数理论计算结果;0.0056°的分辨率小于一个周期内的体视线角平均变化量0.011°,满足采样更新的要求,可实现末制导1 m的打击精度。实验结果表明大面阵和高分辨率是全捷联图像导引头制导应用的重要手段。

为准确估计捷联导引头视线角速率，建立了捷联式光学图像导引头数学模型，根据弹目运动相对关系进行视线角速率估计算法研究。定义了估计算法所需坐标系并建立了导引头与陀螺数学模型；根据弹目相对运动学及姿态关系建立视线角速率估计非线性状态方程；针对滤波精度与实时性应用的问题，提出无迹Kalman滤波(UKF)方法估计视线角速率，并建立半物理实验系统进行算法验证，实验结果表明：视线角及视线角速率的最大估计误差分别为0.37°与0.68°/s，估计精度分别为0.1008°与0.2116°/s；数字信号处理器(DSP)中算法运行时间约为3.8 ms，视线角速率估计算法同时能满足制导系统对精度与实时性的要求。基于UKF的视线角速率估计算法为捷联式光学图像导引头的工程应用提供理论依据。

对一维完整单原子链的晶格振动、加入杂质原子后的晶格振动与局域振动模的分布情况以及在自由边界条件下的晶格振动进行了研究。首先介绍了在完整晶格情况下的晶格振动，对一维单原子链进行讨论，并给出明晰的晶格振动图像。然后对完整晶格进行掺杂处理，详细讨论了杂质原子对一维单原子链的晶格振动的影响和杂质所引起的局域振动情况。最后对自由边界条件下一维单原子链的晶格振动进行了讨论。

捷联成像导引头中各个传感器的动态响应不一, 直接合成不同传感器的信息提取的制导信息精度差, 为获取更高精度的制导信息, 需要改进提取方法。匹配滤波理论是在考虑传感器不同的动力学特性情况下的一种信息融合方法, 依据传感器动态特性进行信息匹配的方法提高制导信息提取精度。首先建立非制冷全捷联成像导引头及其在制导控制系统中的简化模型,依据导引头上各种传感器主要指标, 及匹配滤波的原则, 推导出相位匹配器。最后, 对匹配后的系统提取制导信息, 并参与制导系统半实物测试, 对比传统惯性滤波器与相位匹配滤波器的效果。在三轴仿真转台、半实物机及热十字丝目标的配合下, 对转台扰动下的非制冷全捷联导引头进行静止和运动目标下的视线角速率提取, 结果说明在相位匹配滤波的提取方法获得的视线角速率精度为0.2 °/s, 精度比传统惯性滤波提取方法提高了1倍。

构建了增益调度三回路自动驾驶仪系统来实现导弹实时变轨迹飞行, 并对其结构原理、反馈量获取、控制性能及变轨飞行能力进行了研究。应用状态反馈原理和极点配置法建立了导弹纵向通道飞行控制数学模型; 分析了弹体速度、动压和舵效率等状态参量对经典三回路自动驾驶仪控制指令的影响; 根据增益调度理论, 在自动驾驶仪中引入速度比、动压比及舵效率比等参数修正系统非线性, 提出实际飞行过程中反馈量的获取方法。最后, 分析了速率、复合稳定回路及过载回路的鲁棒稳定性。飞行试验表明：对大气密度、温度等数据的获取精度分别优于1.7%与3.0%; 半物理实验表明：变轨弹道速度变化达到20.6%时, 截止频率、加速度稳定增益和相角裕度分别由41.78 rad/s、0.87、78.19°变为41.71 rad/s、0.88和72.5°, 相角裕度仍高于基准弹道最小值71.46°; 动压变化77.6%时, 自动驾驶仪仍保持了较好控制特性。实验结果表明, 构建的增益调度三回路自动驾驶仪系统基本满足导弹实时变轨飞行的要求。

结合捷联惯性导航技术，系统研究了舵机技术指标对滚转自动驾驶仪性能的影响。根据滚转回路特性，分析了滚转回路截止频率与舵机带宽的基本关系。应用频域分析，在低阶简化模型和高阶模型性能比较的基础上，研究了舵机带宽和相角对滚转回路性能的影响。以二阶系统阶跃响应形式，联系飞行操纵产生的下洗流干扰力矩与滚转稳态指令，确定了舵的最大偏转角速度，保证滚转自动驾驶仪在机动飞行时工作在线性区。另外，综合考虑有转速和角度限制的二阶系统舵机模型及不同总攻角下的最大干扰力矩，考查了饱和非线性区中滚转回路指令和滚转角的响应状态，论证了滚转回路的稳定性。结果表明，对于弹体滚转时间常数为0.3 s，舵效率力矩为42 N·m/rad，带宽要求＞50 rad/s的滚转自动驾驶仪，舵机带宽应不小于20 Hz，阻尼比应在0.6以上。

本文报道In掺杂ZnO纳米棒的成功制备和对其结构以及光荧光性能的详尽研究。在室温条件下ZnO的共振拉曼谱线容易受到很强的荧光干扰, 甚至导致共振拉曼谱线完全被湮没。微量In掺杂入ZnO纳米棒中, 调控紫外发光峰由378 nm(纯ZnO)红移至397 nm; 另外, 在制备过程中引入过量的氧, 在样品中产生大量缺陷, 降低了ZnO的紫外近带边发光峰强度。这两方面导致在室温下可清楚的观察到In掺杂ZnO纳米棒的6阶LO拉曼峰。