雷达机动目标跟踪无源定位优化研究
摘要：雷达机动目标的无源定位跟踪是一个典型的非线性滤波问题，已有交互式多模型扩展卡尔曼滤波（IMM—EKF）和交互式多模型不敏卡尔曼滤波（IMM—UKF）应用其中，且IMM—UKF跟踪精度较高。但实际上目标还会受到非常复杂的非高斯噪声干扰，上述两种算法尚无法解决。针对雷达目标跟踪过程中的非高斯滤波的问题，研究一种雷达机动目标跟踪无源定位的优化算法，将交互式多模型粒子滤波（IMM—PF）算法应用于无源时差雷达定位系统中，即基于时差的IMM—PF无源定位算法，来跟踪雷达机动目标。经过在非高斯噪声环境下的仿真比较，优化算法具有较高的跟踪精度，验证了优化算法的有效性，对雷达机动目标定位跟踪问题具有一定的实际应用价值。舰船目标图像不变特征及识别仿真研究
摘要：在舰船目标图像优化识别中，传统不变矩高阶矩易受噪声干扰，存在信息冗余，且特征量匹配也仅局限于计算图像与模板特征量间的距离度量或相关度量。为解决上述问题，提出了一种采用无冗余复数不变矩和多项式曲线拟合的舰船目标图像识别算法，选取复数不变矩作为描述图像识别的不变特征，以图像的复数不变矩作为数据点，结合多项式曲线拟合理论，计算图像复数不变矩的多项式曲线拟合系数，通过拟合系数间的相似性度量对图像目标进行描述，并应用于实际的舰船图像并对其有效性进行了仿真分析。仿真结果表明，所提方法对舰船目标图像不变特征描述具有较好稳定性，为舰船目标图像识别提供了参考。舰载指控系统雷达目标航迹信息融合算法研究
摘要：舰载指控系统雷达目标航迹信息融合通过对多信息源目标航迹信息进行关联，进而计算得到融合目标航迹信息。针对计算机生成兵力中舰载指控系统雷达目标航迹信息融合算法如何设计的问题，首先将来自不同信息源的目标航迹信息进行两两比对，利用变权加权欧几里得距离计算方法确定两两目标航迹信息的差异度，然后根据差异度大小对目标航迹信息进行关联，最后对关联上的目标航迹信息求均值，得到融合目标航迹信息。实例分析证明，信息融合算法能够实现两坐标、三坐标雷达之间目标融合，可为模拟实现舰载指控系统雷达目标航迹信息融合提供方法支持。喷嘴入口压力对水力空化倒药效率的影响研究
摘要：喷嘴人口压力是影响空化产生的重要参数，空化强度的大小直接影响倒空弹药装药的效率。为解决空化流场在不同人口压力条件下的变化规律问题，利用FULENT软件，对淹没条件下缩放型喷嘴内外的流场特性进行仿真分析，得到了流场内汽含率和速度的分布规律，利用设计的试验系统，在不同压力条件下，对某型照明矩进行冲蚀研究。研究结果表明：缩放型喷嘴喉部发生明显的压力差，加剧了空化现象的产生，空化流场随着人口压力的增大，汽含率和流体速度逐步变大，空化强度越来越强，对照明矩冲蚀效果越来越好。基于多特征融合的雷达辐射源信号识别
摘要：针对在低信噪比条件下雷达辐射源信号识别率低的问题，为了提高雷达信号识别率，提出了一种采用多特征融合的脉内调制方式识别方法。首先对信号进行Choi—Williams变换，得到时频图后实施降噪处理；然后利用奇异值分解（SVD）和线性鉴别分析（LDA）两种方法提取其时频图特征值，并进行特征融合，最后选择用最小距离准则进行分类判别。仿真选用6种常见的雷达辐射源信号，仿真结果表明在0dB的低信噪比条件下，上述方法的平均识别率在90％以上。最后将特征融合前后的识别效果进行对比，仿真结果验证了融合算法的优越性，证明可为雷达信号优化识别提供依据。壳体差异对潜艇快速性影响仿真研究
摘要：在潜艇快速性优化设计中，由于潜艇不同的结构形式对其总体布局、总体性能、快速性、操纵性、生命力、经济性等均有较大的影响，采用何种形式既是潜艇总体研究设计的重要内容，又是需要在潜艇总体设计的指导思想下确定的问题。根据单、双壳体在各国海军潜艇中的应用情况，定性分析了单、双壳体差异对潜艇快速性影响，对潜艇操纵运动受力进行分析并建立潜艇操纵运动数学模型。在上述模型的上编制了潜艇空间操纵运动仿真平台，通过仿真定量分析了单、双壳体差异对潜艇快速性的影响。结果表明，从提高了潜艇快速性战技指标来看，单壳体潜艇相对于双壳体潜艇具有一定优势。仿真结果为未来潜艇快速壳体类型的选择提供了理论依据。CO2探测仪红外探测器组件的热设计
摘要：在低目标红外探测器的优化设计中，CO2探测仪红外探测器组件内热源功耗大。为了满足信噪比要求使得探测器组件目标温度低、精度要求高，解决以上情况下探测器组件的散热问题，提出了主动热控与被动热控相结合、主动热控精密控制的热设计方案。并采用散热翅片加强散热。利用I-DEAS软件对探测器组件进行热分析计算，得到了探测器组件不同工况不同工作模式下的温度变化值，结果表明红外探测器组件温度范围约为-30℃～-26℃。热分析计算结果验证了热设计的合理性，所采用的热控方案能够有效的解决大功耗、低目标温度航天器的散热问题。民航支线机场跑道容量评估模型设计与仿真
摘要：机场跑道容量是指单位时间内跑道能够服务的航空器架次。民航支线机场跑道滑行道结构简单，合理量化航空器起降过程占用跑道时间，对机场容量进行评估。结合机场管制规则，对航空器起飞降落滑行、滑跑过程进行建模，细化占用跑道滑行滑跑时间，构造了支线机场容量评估模型。采用Visualc＋＋及Mathlab混合编程进行数值仿真，结果表明滑行道距离跑道人口越近，起飞跑道服务时间越小，当滑行道位置与降落航空器实际着陆距离越接近，降落跑道服务时间越小，机场跑道容量与跑道服务时间成反比。上述模型能量化实际着陆距离、滑行道位置等关键因素对机场容量、跑道服务时间的影响，能为提高机场吞吐量提供技术支持。战斗无人机在敌方防御区航迹规划研究
摘要：在战斗无人机航迹规划的研究中，由于当前的无人机航迹规划大都只是建立油耗与路径的约束模型，未考虑在敌方防御区遇到的各种障碍，不能制定合理的航迹规划路线。为解决上述问题，提出一种采用复杂地形改进蚁群算法的战斗无人机三维航迹规划方法。首先对无人机三维航迹空间进行网格划分，并选择性能指标和约束条件，其次为更好引导蚁群算法进行航迹规划，提出方向导引因子，改进状态转移策略以提高蚁群算法搜索效率，制定信息素因子优化搜索，最后采用改进蚁群算法对三维航迹进行优化仿真，仿真结果表明，改进算法使无人机航迹规划效率高，稳定性好，能够获得平滑的低代价航迹，是一种有效可行的航迹规划算法，且具有一定的推广意义。面向NSHV目标跟踪的飞行轨迹建模与仿真比较
摘要：面向临近空间高超声速飞行器（NearSpaceHypersonicVehicle，NSHV），参考“乘波体”X-51A的飞行试验数据，以飞行器飞行轨迹数学模型为依据，建立了针对X-51A的飞行轨迹数学模型，仿真出了三种适用于NSHV的飞行轨迹，包括常值稳态式、非周期性滑跃式和周期性跳跃式，并对这三种飞行轨迹进行了分析比较，结果显示常值稳态式飞行能够保持在预定高度稳态飞行，非周期性滑跃式和周期性跳跃式飞行更加节省燃料，能够飞行更远距离。周期性跳跃式飞行还适用于某些特殊领域。仿真结果验证了所建模型的正确性和有效性，为有效跟踪NSHV目标提供了参考。UAV对航母与飞机之间通信干扰效能仿真研究
摘要：为了更准确地计算出无人机对航母与飞机之间的通信干扰效能，提出一种OPNETModeler网络动态仿真和有效干扰压制区分析相结合的方法，建立了干扰条件下的网络拓扑结构，创建了处理器模型和节点模型，从进程层、节点层和网络层人手，建立了移动无线网络模型，对蓝军航母与飞机之间的通信干扰效能进行了仿真分析，绘制出无人机不同干扰功率条件下蓝方飞机通信受到干扰后的误码率曲线，并运用数字通信受干扰后的误码率效能度量标准，给出干扰无人机位置的变化时，蓝军航母与飞机之间的通信受到干扰的效果和等级，并得出三级干扰等级下通信干扰压制区的范围，为指挥员进行电子战作战筹划提供了决策依据。卫星导航信号抗干扰优化控制仿真研究
摘要：在使用阵列天线接收卫星导航信号时，波束形成是影响抗干扰接收的关键因素，传统方法利用接收信号进行短时间的训练或者采用随机产生的序列作为波束形成的参考，这造成参考信号训练计算量大，或参考信号粗糙导致波束形成不准确。提出一种基于矢量跟踪环路的阵列天线盲波束形成方法，将矢量跟踪环路预测的本地码作为参考信号，利用北斗卫星信号的循环平稳性，通过计算阵列天线加权后的输出信号与本地参考信号的相关性构造代价函数，实现对干扰信号的抑制和兴趣信号的增强，并结合北斗卫星信号在空间上的稀疏特性给出约束条件，在确保波束收敛的同时提高矢量跟踪的鲁棒性。与传统谱自相关方法利用接收信号自相关性构造代价函数相比，优化算法干扰信号方向零陷更深，改善输出信号的信干噪比1dB。某机载吊舱结构强度与疲劳寿命仿真研究
摘要：机载电子吊舱使用环境恶劣，载荷谱获取困难。为解决采用试验的方法分析吊舱结构的疲劳寿命成本高、耗时长这一问题，使用极限方法，利用战斗机的载荷谱折算吊舱的受力载荷谱，采用了有限元仿真研究某机载电子吊舱的结构疲劳寿命，分析了吊舱重量、重心位置发生变化时，吊舱结构疲劳寿命的变化趋势。结果证明在更恶劣的机载环境下，吊舱的结构疲劳寿命安全系数也满足挂飞使用要求，验证吊舱设计的结构安全性，为吊舱的结构设计和疲劳寿命分析研究提供参考。沉痛悼念肖田元教授
摘要：清华大学肖田元教授系中国计算机用户协会仿真应用分会第六届、第七届、第八届和第九届副理事长，他对全国仿真技术学术会议、中国系统建模与仿真技术高层论坛、全国计算机仿真大奖赛和《计算机仿真》杂志都能积极参与和热情支持。新型可倾转旋翼的四旋翼飞行器结构设计
摘要：在对四旋翼飞行器结构优化设计中针对可倾转旋翼的四旋翼飞行器飞行过程中出现的垂直起降速度慢和高空巡航距离短，稳定性受到扰动的问题，提出了倾转旋翼和伸缩翼膜相结合的飞行器结构。采用具有伸缩性能的主翼膜及其主传动机构，当飞行器在垂直起降和高空巡航过程时，使主翼膜分别处于收缩和伸展状态，以减小气流扰动和提供部分升力。根据旋翼、机身和主翼膜的力学模型，分析了飞行器在不同飞行过程的受力情况，进行了飞行性能Matlab仿真。仿真结果表明：与传统四旋翼飞行器相比，具有伸缩翼膜的可倾转旋翼的四旋翼飞行器具备起降迅速、远程巡航的优点，具有较高的工程实践价值。含变时滞输入的挠性航天器姿态复合控制
摘要：研究含变时滞输入的挠性航天器姿态复合控制问题。其核心思想是通过设计一个时滞依赖的H∞控制和干扰观测器（DOBC）相结合的复合分层控制结构，实现姿态角和姿态角速度的稳定控制。在内环回路中干扰观测器对挠性附件振动所引起的干扰进行估计并进行前馈补偿，在外环回路设计相应的H∞控制器对外部干扰进行有效抑制。所提方法可为振动引起的干扰进行精确补偿，减少干扰对控制效果的影响；另外设计了时滞依赖的状态控制器，降低了时滞对姿态的影响。最后，仿真结果表明改进方法能够比较准确地将振动干扰估计出来，同时显示了不同时滞对姿态角和姿态角速度的影响。四旋翼飞行器自抗扰姿态控制
摘要：针对四旋翼飞行器状态耦合严重和易受外界干扰等问题，提出了一种自抗扰姿态控制器的设计方法。通过动力学分析建立四旋翼飞行器姿态系统的动态模型，并利用模型信息设计线性扩张状态观测器。将状态耦合视为内部不确定干扰，利用观测器对四旋翼飞行器姿态及内部不确定干扰和外部干扰进行实时估计，进而采取线性状态反馈控制对扰动的估计值进行在线补偿，实现了四旋翼飞行器的姿态控制。基于频域理论，分析了闭环系统稳定性。实验结果表明，所设计的控制系统能够有效实现四旋翼飞行器的姿态控制，并具有较强的鲁棒性。一种新型射流元件的仿真和测试
摘要：射流元件是一种重要的制导火箭弹姿态控制器件。射流力切换延迟时间对制导火箭弹的控制精度十分关键，但目前尚无法测量。为了获得精确的射流力切换延迟时间，设计了一种新的实时测试方法，采用霍尔传感器检测摇臂的位置来测试射流力的切换时间并进行了建模仿真，摇臂位置变化与射流力切换一致。实验结果与仿真数据相符。射流力切换延迟时间测试方法，有助于提高射流元件控制精度，能够显著提高弹道修正火箭的射击密集度。
