爆炸成抛物面型弹丸战斗部的仿真研究
摘要：研究毫米波制导末敏弹丸战斗部的爆炸成型问题。由于天线与药罩外形不匹配,造成弹丸威力下降。为了消除毫米波雷达天线对战斗部药型罩成型过程中的不良影响,提出了在战斗部中采用抛物面药型罩与雷达天线的主反射面共形设计的解决方案。使用正交方法并结合仿真软件对方案进行了优化设计与仿真。仿真结果表明,战斗部指标能够达到威力要求,证明末敏弹战斗部采用抛物面药型罩与毫米波雷达天线共形设计的方案是可行的,能够减小敏感器件对战斗部的影响,为设计提供了依据。基于高阶谱和倒谱的舰船噪声特征提取研究
摘要：研究舰船目标识别问题,舰船辐射噪声的特征提取一直是信号处理工程领域的难点。原因是海洋环境的复杂性和水声信道的特殊性,导致从复杂背景噪声中获取舰船信号特征显得比较困难。针对上述情况,提出了高阶谱和倒谱等多种类型的提取方法。根据舰船辐射噪声不同的特性,选择合适的提取方法,获取更多的线谱特征和抑制干扰噪声的特征信号。最后,采用高阶统计量的双谱、三谱、1维谱和倒谱对实测信号和仿真信号进行了特征提取,并指出各种提取方法所具有的优越性。实验结果表明特征提取方法是可行的,从而为目标识别提供有效的特征量。雷达对可探测空间目标的快速筛选方法
摘要：研究提高雷达探测效率问题,空间目标的轨道参数满足一定条件时则永远不能进入雷达的探测空域,可以定为被筛选掉,并可以提高雷达探测效率。为了解决快速筛选,首先明确雷达的距离与能探测目标高度之间的关系,并且给出了星下点轨迹的计算方法,根据雷达与空间目标的相对几何关系,并引入＂轨道天球＂的新概念,从静态和动态两个方面深入分析了雷达对空间目标的筛选原理和过程,准确推导了雷达对可探测目标的快速筛选方法,最后根据2009年2月公布的空间目标数据进行试验,并将结果与卫星工具包可见性分析结果进行比对,结果表明,算法可以比较有效地将不进入雷达可探测范围的空间目标筛选掉,从而验证了方法的有效性。多目标跟踪中联合概率数据关联优化算法
摘要：研究多目标实时精确跟踪问题，针对在战场目标密集和电磁环境复杂的情况下，经典多目标跟踪联合概率数据关联算法的计算量剧增，在目前的硬件条件下，算法的实时性和有效性已不能满足要求。为提高算法的计算速度和效率，通过量化可行联合事件中相匹配的量测与目标的统计距离，来定义优化计算的约束条件，从而构建能量函数，把搜索最优可行矩阵问题转化为整数规划问题，对算法进行改进。在分析优化条件完备性的基础上，构建DHN人工神经网络，利用非线性计算能力对整数规划问题进行求解，并采用温控扰动的办法提高收敛速度，降低计算量。仿真结果表明，算法能在复杂条件下实时有效地量测数据，准确分配给目标航迹。舰船装备备件配置需求量的评估方法
摘要：研究舰船装备备件准确评估问题,由于舰船装备备件受到使用方式、使用环境、使用者、储存条件等多个因素的影响,实际消耗数据具有不确定性,传统的方法并不适用于全部的舰船装备备件配置需求量的计算。在分析了舰船装备的需求规律和使用可靠性信息的基础上,建立了失效数的统计模型,将备件失效率分为工作失效率和非工作失效率,提出了备件实际消耗数据的失效率的Bayes评估方法,充分利用了装备的各类可靠性历史信息和专家经验信息,更适用于装备批量小或工作时间短的舰船装备。给出了舰船装备在满足一定保障度下的备件配置需求量的确定方法。经验证实例说明方法是可行的。超声速巡航弹俯冲攻击制导控制一体化设计
摘要：研究巡航导弹俯冲优化控制问题,针对超声速巡航导弹俯冲攻击要求,为了使战斗部发挥最大毁伤效果,运用变结构控制理论,设计了导弹纵向平面一体化制导控制系统。联立弹目相对运动方程和导弹弹体动力学方程,建立了导弹控制模型。选用零控脱靶量滑模切换面,并将目标机动考虑成有界扰动,使控制具有较强的自适应性和对目标机动性。数值仿真表明,设计的一体化制导控制系统能满足俯冲攻击的脱靶量和落角的要求,验证了方法有效。与传统的制导控制分开设计比较,采用所提出的一体化制导控制系统末段状态的变化更平缓,能获得更小的脱靶量,具有机动攻击目标的能力,并满足设计的要求。近地太空环境的建模与仿真
摘要：研究虚拟太空环境的仿真系统,根据要求建立一个沉浸感强、真实度高的太空自然环境。所构建的模型应符合客观世界的物理规律以及人眼观察的视觉习惯。以计算天文学知识为基础,以亮星星表数据为源,通过时间和坐标系的转换,以及天体视位置的修正,准确地构造了任意时刻、任意观察点的近地太空环境模型,最后确定星空、太阳、月球的视觉成像效果,在OGRE中利用Billboard技术实现最终场景的渲染绘制。建立的环境在航天员虚拟操作训练系统中得到了很好的集成和运用,仿真结果表明,上述方法构建的近地太空环境满足航天员虚拟训练场景的逼真度和实时性要求,为设计提供依据。基于自组织小脑神经网络的挠性卫星姿态控制
摘要：研究卫星稳定性优化控制,卫星姿态控制系统是一个耦合的不确定非线性系统,在轨运行的卫星不可避免地受到模型参数不确定性和各种干扰力矩的影响,存在使挠性卫星大角度姿态机动的控制问题进一步复杂化。为了完成姿态控制任务,需要所设计的控制律具有较高的鲁棒性。采用滑模变结构控制对挠性卫星进行姿态机动控制,用神经网络对不确定性进行补偿,改变了传统的小脑神经网络补偿时实时性差的缺点,提出用自组织小脑神经网络对不确定性进行补偿,根据输入自动增加和减少节点数,并可以更新权值。对于模型的不确定性可以实时地补偿,提高了泛化能力。通过数值仿真,验证了所设计控制方法的有效性和鲁棒性,对优化卫星姿态稳定性控制提供依据。高超声速飞行器多子分离建模仿真与分析
摘要：研究高超声速飞行器安全分离发射条件的确定是分离问题。腹抛多子分离过程,是根据矢量力学理论对子母分离体耦合运动进行12自由度多刚体动力学建模,得到描述分离过程的准确数学模型。以某高超声速多子分离再入飞行器为例,对分离进行全过程仿真,结果验证了提出的分离方法的正确性。仿真结果得到了分离高度对安全分离条件范围的影响,为高超声速多子分离发射过程的研究提供了参考和依据。高超声速飞行器最优PI-Hinf控制器设计
摘要：研究高超音速控制器优化问题,由于控制系统存在较强鲁棒性和非线性,用传统方法寻优计算量大,影响实时控制。为解决上述问题,采用最优比例积分H无穷（PI-Hinf）二环控制方法对高速飞行器构型的输入/输出线性化模型进行了控制器设计。控制方法能有效地抑制模型参数不确定性带来的扰动并使系统达到很好的静态性能。对模型进行仿真,结果表明,所设计的控制器具有较强的鲁棒性,可以满足飞行器在复杂条件下飞行的控制要求,达到0误差的跟踪精度,为设计提供了依据。SSB炸弹俯仰/偏航通道控制系统设计与仿真
摘要：SSB炸弹姿态控制系统是一个多种因素耦合的多输入多输出时变系统,俯仰/偏航通道的控制是整个姿态控制稳定性优化的难点问题。为了保证SSB炸弹在飞行过程中俯仰/偏航通道的稳定性以及具有期望的动态品质,给出了一种基于特征结构配置算法的全局状态反馈控制律设计。首先,在SSB炸弹飞行包线内选取有代表性的特征点,应用系数冻结法得到若干局部子系统。然后,配置算法和控制系统设计性能要求,建立局部子控制器设计的优化数学模型。用Matlab工具箱求解子系统数学模型,得到局部子控制器。最后采用一种平滑变增益方法,得到带前馈控制器的全局状态控制律。仿真结果表明,SSB炸弹俯仰/偏航通道控制系统具有良好的解耦特性,对给定过载指令信号具有良好的跟踪特性,满足性能指标要求。涡轮叶片凸包强化传热的数值仿真研究
摘要：为了提高发动机高温涡轮叶片的冷却效率,延长使用时间,通过增强换热技术,采用数值仿真计算方法,在Realizable k-ε湍流模型上对球形凸包壁面的光滑矩形通道进行了换热特性研究,分析了凸包区域流场特性以及导致凸包区域换热增强的机理。在Re=20000～60000的范围内比较了三种不同凸包深度的换热性能,研究了凸包深度对换热和流阻的影响,计算结果表明随着凸包深度增加,换热增强因子和流阻增大因子增加,平均综合换热性能也有所增强。计算数据显示Re数对凸包壁面的换热增强因子和阻力增大因子的影响相对较小,对平均综合传热性能的影响也相对较小。仿真结果验证了仿真模型可为增强换热性能设计提供依据。高超声速巡航飞行器推进系统建模与仿真
摘要：关于飞行器控制优化设计问题,在高超声速巡航飞行器概念研究中涉及多学科设计优化。为了开发出快速预测推进系统性能的超燃冲压发动机模型是非常必要的。在飞行器机身-发动机一体化和Cowl–to-tail气动-推进界面划分的基础上,分别建立了进气道内压段、隔离段、燃烧室、尾喷管模型以及发动机总体性能模型。应用一维流分析方法进行了高超声速巡航飞行器推进系统性能分析。最后以某类高超声速巡航飞行器为研究对象,进行了飞行器推进系统性能仿真。仿真结果表明建立的推进系统模型和使用的一维流分析方法用在飞行器概念研究阶段是可行、有效的,为优化飞行器推进稳定性控制提供参考。高超声速飞行器姿态自适应解耦控制方法研究
摘要：研究飞行器优化姿态控制问题,高超声速飞行器具有的快时变、非线性、强耦合特性给姿态控制系统设计带来一定难度。针对飞行器的特性分析,将姿态动力学模型分解为姿态角与角速度跟踪的内、外两回路,采用动态逆方法设计了双回路控制系统结构,从而在实现完全解耦的同时有效降低了设计难度。同时针对动态逆方法过于依赖精确数学模型的局限性,设计PID神经网络控制器,利用神经网络的无限逼近能力调整自身网络权重矩阵参数值,使控制器对不确定因素与未知干扰具有一定的自适应能力。在标称和拉偏情况下进行仿真,结果表明,控制姿态角的跟踪超调量可在1.5%以内,侧滑角的耦合量不足1度,满足对飞行器控制优化的要求。无人机编队飞行导航方法及其仿真研究
摘要：研究无人机导航优化编队问题,编队各成员的高精度定位是无人机协同编队飞行的关键技术和难点。为了提高编队定位的精度,提出了一种长机组合导航和长/僚机相对测量的编队成员导航定位方法,在编队导航系统模型的基础上,采用卡尔曼滤波原理估计出各成员的惯导误差,经校正后得到精确的导航信息,并进行仿真。仿真结果表明,改进的方法对所设计的长机与僚机的导航定位是完全可行的,编队各成员均获得较高的测地导航精度。惯性/卫星/天文组合导航仿真研究
摘要：研究组合导航系统优化导航的精度,针对星敏感器和卫星导航数据难以获取。为了对惯性/卫星/天文组合导航系统优化分析,同时克服物理实验缺少飞行轨迹信息的不足,深入研究了组合导航系统半物理仿真系统。提出了利用分布式子系统仿真模拟器,通过外部接口传输导航数据的仿真方法,便于进行子系统的单独验证以及组合导航仿真研究。通过对各子系统的仿真以及利用联邦滤波结构的组合导航算法仿真,结果表明,改变导航参数后的表现与理想结果一致,证明系统能够完成设定的导航任务,并为设计提供了参考。固体推进器的拦截器末制导目标搜索研究
摘要：研究对末制导目标搜索优化控制问题,由于目标捕获是大气层外拦截器在中末制导交接班时必须完成的工作,针对制导交接班时的目标搜索算法和对应的快速姿态机动控制方法进行了研究。根据目标相对拦截器位置的概率分布,设计了一种考虑目标-拦截器相对运动的目标搜索算法。并以搜索时间、捕获概率为控制器指标,拦截器的姿态机动能力为基础,利用算法调节参数的选择。根据固体推进器拦截器的姿态运动特点,并给出了最终滑模控制的姿态跟踪控制器。并对搜索算法与姿控系统进行拦截器目标捕获数字仿真,分析了拦截器姿态跟踪的性能,以及搜索时间与目标位置的关系。结果表明,姿态跟踪误差小于0.5°,控制精度高,快速性好,可为搜索算法与拦截器姿控系统设计提供了科学依据。空气舵/推力矢量复合控制技术研究及其仿真
摘要：为解决高升阻比的面对称升力体气动外形造成风剪区干扰力矩大,控制力矩不足导致喷管摆角需求超过最大允许值的问题,进行了姿态控制技术研究;采用了空气舵／推力矢量复合控制以及计攻角补偿的方法,提高控制能力的同时,又有效减小了风剪区的攻角,使喷管摆角需求降低到允许值以内;研究结果保证了导弹可以通过风剪区,并对相应的控制方法建立六自由度模型,在matlab的仿真环境下进行了仿真验证,有较好的工程实际应用价值。
