为了优化直升机升阻比, 研究了飞机设计过程中减小诱导阻力的措施, 提出了一种机翼几何扭转角的反向设计方法。该方法通过确定目标升力分布形式, 对沿翼展方向选取的设计点进行几何扭转角设计, 实现目标分布。基于升力线理论, 建立用傅里叶正弦级数表示的升力线理论积分微分方程的矩阵表示形式, 编制了低速平直机翼的气动力、气动载荷分布的计算程序和几何扭转角的反向设计程序。最后, 基于目标环量分布获得了几何扭转机翼, 并通过程序预测和数值模拟方法对优化结果进行了仿真。计算结果表明: 设计后的几何扭转机翼展向环量分布达到目标椭圆分布形式, 几何扭转机翼诱导阻力减小了17.07%, 总阻力减小了15.43%, 计算状态升阻比提高了6.5%。该方法对选取控制剖面进行设计, 可实现性较强, 具有一定工程应用价值。

针对光电探测系统高指向精度要求，提出了补偿最小二乘法与双三次样条插值相结合的半参数模型标定算法来减小系统指向误差。根据光电探测系统结构组成，运用多体系统理论建立系统指向误差参数模型。引入非参数分量，建立半参数模型，应用补偿最小二乘法对半参数模型进行标定得到修正模型。搭建实验平台测得两组数据，分别用于运动学标定与验证修正结果。实验结果表明：系统方位向、俯仰向指向误差均值从92.1185″、75.9358″降低到2.7100″、2.7755″，指向误差标准差从21.6522、15.1744降低到10.8645、10.7305。表明提出的标定算法能有效提高光电探测系统指向精度和空间指向稳定性，且能同时考虑系统误差的线性与非线性关系。

针对无人机的自主高精度定点着陆, 应用自适应内模控制(AIMC)原理设计了自主着陆纵向飞行控制律。以轮式无人机为平台, 将纵向非线性模型解耦并线性化。然后, 以地速和下沉率为控制目标, 应用AIMC理论设计了纵向飞行控制律。通过对AIMC滤波参数进行自调整改善了系统的动态特性, 基于对模型的辨识增强了系统的鲁棒性。在顺逆风6 m/s的条件下对AIMC系统进行了数字仿真, 结果显示其落点精度达到前后向30 m范围内。与传统内模控制(IMC)系统相比, 提出的自适应内模控制(AIMC)系统在动态性能和落点精度等方面均有明显提高。最后, 搭建了半物理测试平台, 通过半物理仿真测试复现了系统数字仿真结果, 验证了系统功能的完整性和协调性。

为了提高光电探测系统指向精度, 提出并对比基于参数模型和非参数模型的运动学标定算法。首先, 根据系统组成, 全面分析光电探测系统指向误差来源。接着, 针对参数模型, 运用多体系统理论建立系统指向误差模型, 并应用最小二乘法对模型进行标定。然后, 针对非参数模型, 应用双线性插值算法进行指向误差模型标定。最后, 搭建实验平台, 获得用于标定和验证的两组实验数据。实验结果表明: 经过参数模型标定, 指向精度从141.7″提高到22.2″;经过非参数模型标定, 指向精度从141.7″提高到27.9″。两种方法均能提高光电探测系统指向精度, 参数模型标定指向精度略高于非参数模型标定, 但是非参数模型运动学标定具有过程简单、计算量小的优势。

针对微机电-船舶惯性导航/全球定位(MEMS-SINS/GPS)组合导航系统在GPS信号中断时造成的强非线性误差及重获信号后精度变差的问题, 设计了基于Rao-Blackwellised 无迹卡尔曼滤波(RB-UKF)的组合导航算法。首先, 基于捷联平台欧拉失准角定义了姿态误差, 建立了捷联惯导系统的非线性误差传播方程。然后, 针对组合导航的状态方程为非线性而量测方程呈线性的特点, 设计了RB-UKF算法, 在保证精度的同时降低了计算量。最后, 设计了滤波算法总体结构, 分别给出了GPS信号正常时和中断时组合导航滤波计算的流程。将提出的算法用于跑车实验, 结果表明: 在GPS失锁20 s和40 s再重获信号之后, 使用RB-UKF算法的组合导航系统位置精度分别优于6 m和7.5 m, 比扩展卡尔曼滤波(EKF)算法精度提高了1.5倍以上, 误差收敛速度提高了1.88~16.5倍, 计算量比UKF量测更新的计算量减小了41.7%。实验显示该方法显著提升了组合导航系统GPS信号中断再恢复后的滤波精度, 且易于工程实现。

为了提高红外导引头的跟踪精度，降低导气管对导引头控制系统的影响，提出一种新型可变增益扰动观测器。首先，利用搭建的导引头实验系统研究了导气管干扰的扰动特性。然后，在分析导气管扰动的系统特性基础之上，结合经典扰动观测器理论，设计了新型可变增益扰动观测器，并分析了其鲁棒稳定性。最后，针对某实际红外导引头系统，设计了可变增益扰动观测器，并进行了导气管扰动抑制实验。结果表明: 经典扰动观测器无法对导气管的扰动进行有效的抑制，而采用可变增益扰动观测器后，系统速度阶跃响应稳定精度提高71.1%; 位置阶跃响应稳定精度提高42.8%。研究表明可变增益扰动观测器可以有效地抑制红外导引头中的导气管扰动。

针对扁簧式起落架这一类悬臂梁弹性结构的弹性变形, 提出了一种克服传统模态方法计算精度受限的模态旋转方法。首先, 基于有限元理论中的小变形运动学分析推导出变形中旋转部分的表述方法。然后, 总结了传统线性模态理论, 提出了一种将旋转变形引入到模态坐标下动力学方程的方法, 从而在结构动力学分析中引入旋转变形的影响, 使模态方法适用于旋转变形较大的情况。最后, 进行了扁簧式起落架静力学仿真及实验的对比验证。结果显示: 在设计载荷100 kg范围内, 两种模态方法都能保证5%以内的计算精度; 但在极限载荷180 kg情况下, 线性模态方法产生了超过35%的计算误差, 而模态旋转方法仍能够保证10%以内的计算精度。仿真过程中两种模态方法的计算步长均为1 ms。结果表明: 与传统的模态方法相比, 提出的模态旋转方法在相对旋转变形较大的情况下有更高的计算精度, 同时保留了传统模态方法计算效率高的优点。

为了减小和消除平台框架的加工、装配误差,传感器误差等对双摆框架导引头指向精度的影响,提出了应用模型线性化方法和分步最小二乘估计的指向误差标定方法.根据双摆框导引头的运动学特性,同时考虑影响指向精度的各误差项,建立了系统运动学方程.然后,重新构造运动学方程,建立了由表示控制输入指向的矢量到实际指向矢量的线性化模型.最后,根据分步求解的思路,采用最小二乘法获得了由表示控制输入指向的矢量到实测指向矢量的映射矩阵,实现了指向误差的标定.实验结果显示:标定后偏航角与俯仰角误差均值分别由原来的92.63″和75.94″减小至2.86″和2.85″,标准差也分别由原来的95.01″和77.44″减小至11.11″和11.15″.结果表明:该标定算法在视轴工作空间中具有较高的精度和良好的稳定性,且方便易行,可广泛应用于各类光电设备的指向误差标定.

针对全捷联半主动导引头大线性视场的要求; 分析了四象限光电系统线性视场与目标距离的关系。首先根据系统参数计算不同能见度、不同目标反射率下的目标距离与导引头接收光功率关系; 通过建立光学系统的仿真模型; 利用光线追迹方法获得不同视场对应的探测器光敏面光斑功率分布; 最后结合探测器灵敏度阈值; 得到线性视场与接收激光功率的关系：随着目标距离减小; 线性视场从0°增大到光学设计理论值。实验测试结果表明; 线性视场随着接收功率增大; 从0°增大到±9°; 与理论分析一致。因此; 全捷联半主动激光制导系统设计应该考虑导引头线性视场变化规律。