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计算机仿真 2017年第07期杂志 文档列表

计算机仿真杂志军事领域仿真

反导武器悬浮子弹抛撤防御来袭目标效能设1-5

摘要：由于母弹的高转速，被抛撒出的悬浮子弹具有较高的牵连转速，柔性伞是无法在这复杂的高转速下起悬浮作用的。针对上述难点，提出了一种小型的伞式悬浮装置，在旋转离心力作用下，伞式悬浮装置快速展开，展开后是呈刚性状态的。为预测装置的效能，先对装置进行了理论分析，再利用Fluent软件对比分析了三种伞型的气动阻力特性，及利用ADAMS建立三维动力学模型仿真，分析了诸偏差因素对悬浮子弹系统效能的影响。研究成果为提高整体悬浮子弹抛撒目标效能提供了一定的理论依据。

无动力运载器水下运动建模与仿真6-9

摘要：水下长时间航行运动特性分析是无动力水下运载器的关键问题之一。针对上述问题，基于大量水动力试验数据，采用Matlab／Simulink构建了无动力水下运载器的六自由度数学仿真模型。利用该模型讨论了不同初始状态下偏转、速度变化等因素对运载器运动行为的影响。进一步，为了验证仿真模型的正确性和有效性，开展了无动力运载器的水下运动缩比试验。采用多样本平均方法对试验数据进行处理，以降低随机误差对试验结果的影响。试验分析表明，所构建的仿真模型能够实现无动力运载器水下运动的模拟，尤其适用于初始扰动作用的仿真与分析，为无动力水下运载器的姿态控制性能研究提供了依据。

武器发射弹体内塑料弹带强度优化设计仿真10-13

摘要：对武器发射弹体内塑料弹带强度的优化设计．可以有效提高塑料弹带性能。对弹带强度优化设计．需要先得到翅料弹带应力分布载荷，计算出螺纹底部的最大主应力，完成弹带强度优化模型设计。传统方法利用改进的特征曲线。确定拉伸特征长度和压缩特征长度，但忽略了螺纹底部的最大主应力的求取，导致设计效果不理想。提出组建基于三维有限元的武器发弹体内塑料弹带强度优化模型方法。首先组建身管膛线及弹丸的三维模型，给出火药气体压力最大阶段武器发射弹体内塑料弹带所受压力值，计算出该作用力下弹托中性轴上的最大剪应力以及弹托后定心部相应的最大弯曲正应力．得到塑料弹带分布载荷，计算出螺纹底部的最大主应力，获得最大膛压时的应力应变关系以及屈服应力．由此完成发射弹体塑料弹带强度优化模型设计。实验结果表明，所提模型弹带强度分析精度较高，为塑料弹带结构设计的安全性评价提供了依据。

防空导弹搜索雷达电子对抗模拟系统设计14-17

摘要：针对以往防空导弹模拟训练系统大多侧重于完成装备操作训练的问题．研究引入电子对抗要素．设计了某型防空导弹搜索雷达电子对抗模拟系统，以提高模拟训练的实战化水平。针对传统仿真方法运算量较大的问题，系统设计中采用了一种改进简化的功能仿真方法。首先进行了对象分析，介绍了电子对抗模拟系统结构与工作原理：然后介绍了有源压制干扰空间解算、频域解算、干扰解算、干扰现象等有关仿真模型的构建方法；针对典型机载有源压制干扰．给出并分析了干扰效果、干扰现象等仿真结果，验证了上述方法设计对抗模拟器的可行性和合理性。

基于多模融合的破片对装备毁伤评估方法研究18-21

摘要：针对新型装甲装备缺少战场对抗条件下毁伤数据，难以进行装备毁伤的准确评估，不能为装备生产和战场精确保障提供可靠数据的现状。在毁伤理论分析的基础上，利用计算机软件仿真分析，结合典型毁伤元素等效毁伤实验，获得装备毁伤数据，再利用实弹静爆条件下对典型装备模拟部件的毁伤试验，通过仿真数据进行验证，并对仿真条件和模型进行修改，实现融合多种评估模式的装备毁伤评估方法，获取大量可靠的装备毁伤数据，为装备毁伤评估提供有效途径，为装备生产和战场精确保障提供数据支撑。

基于影响网络的混合约束作战方案优化方法22-26

摘要：在复杂不确定的战场环境中，军事决策人员面临的首要问题是确定满足一定约束条件、优化的作战方案。研究考虑资源和协同约束．利用影响网络度量作战方案的优劣程度，建立基于影响网络的混合约束作战方案优化问题。优化问题是一个伪布尔约束和布尔约束混合、优化目标非解析表达的0-1整数优化问题。同时，提出遗传算法结合伪布尔约束求解的方法对优化问题求解，通过测试案例对该优化方法的有效性进行验证。

计算机仿真杂志航空航天领域仿真

四旋翼飞行器姿态稳定性优化研究27-30

摘要：姿态稳定在整个四旋翼飞行器系统中起到了关键的作用，但由于模型具有高度非线性，捷联惯导测量单元中陀螺仪积分误差大，加速度在时变环境误差大等问题。为了得到更加精准的姿态角，在扩展卡尔曼滤波（EKF）的基础上研究姿态性能，要解决扩展卡尔曼滤波算法中的预测误差P的发散和过程噪声矩阵Q和测量噪声矩阵R的设置的问题，提出了UD分解滤波结合自适应过程噪声矩阵Q和测量噪声矩阵R调整。经过仿真和实际测试与互补滤波和常规EKF算法对比．提出的方法在估计精度和收敛速度都明显好于互补滤波算法和卡尔曼滤波算法，能够在时变的环境下得到更加精准稳定的姿态角。

电动飞机大功率泵阀协调作动优化控制仿真31-38

摘要：为解决机载泵阀协调作动系统存在相乘非线性，在参数摄动与负载干扰下很难达到满意的控制效果的问题．提出了一种基于反馈线性化的滑模变结构控制方法。首先。针对作动系统的非线性模型，利用反馈线性化将其变换为一个线性子系统和非线性部分。其次，在保证系统零动态稳定性的前提下，对线性模型设计了滑模变结构控制器，为了提高滑动模态的动态品质，并削弱滑模控制的输出抖振，结合最优控制与模糊控制理论，分别对控制器的切换函数与趋近律进行了设计。利用MATLAB／Simulink软件进行仿真验证。仿真结果表明，上述控制方法提高了控制效果，使系统具有更好的动态响应特性与精度。极大改善了机载泵阀协调作动系统的综合性能。

风场环境下某运输机超低空空投稳定性控制39-43

摘要：针对风场下重型装备空投过程中持续移动及瞬间离机严重影响载机的安全性等问题，利用分离体法，推导了全球风三维风场扰动下超低空重装空投过程中某运输机的六自由度动力学方程。为准确模拟风场环境，考虑风速沿机身和翼展方向非均匀分布引起的附加气动力作用，提出了基于四点模型的风梯度建模与解算方法。为降低风速产生的法向过载和滚转力矩系数对飞行品质及精确投放的影响．建立了基于特征响应反馈线性化方法的稳定性控制系统模型，并进行仿真分析。结果表明，强侧风环境下，货台舱内移动过程中，需进行适量操纵以降低滚转角和俯仰角，为提高空投的稳定性提供了科学依据。

滑翔导弹规避威胁区航迹有效规划仿真44-48

摘要：在滑翔导弹航迹规划问题的研究中，在执行作战任务前需要根据所过区域的探测武器和拦截系统等信息以及滑翔导弹自身实际的限制规划飞行航迹，并根据规划出的航迹完成预期飞行任务。针对远距离航迹规划问题．提出了一种基于改进A＊算法的滑翔导弹航迹规划方法，将滑翔导弹性能和远距离飞行实际与A＊算法相结合，在节点搜索过程中解决了大范围空间离散问题。通过减少数据存储量解决了搜索空间耗时多的问题，使得规划航迹满足滑翔导弹快速规避威胁的要求。仿真结果表明，改进后的算法能够满足滑翔导弹快速规避威胁区的要求，算法精度、效率均较高，为航迹规划提供了科学依据。

超燃冲压发动机燃烧室冷却通道的优化设计49-53

摘要：为改善超燃冲压发动机燃烧室冷却系统的流动换热综合性能，研究了再生冷却通道的优化设计。针对当前冷却系统难以在获得较高冷却效率的同时保持较小的流动压力损失，在建立的一维流动传热数值模型基础上，采用混合罚函数法，以通道高度、宽度、内壁和肋片厚度为待优化变量，以平均努塞尔数与平均流动阻力系数之比-f函数作为优化目标，对再生冷却通道进行优化设计。计算结果分析表明：优化后的冷却通道综合性能得到明显改善，采用f值作为评价冷却通道综合性能的参数是合理的。

固体火箭发动机双喷管推力优化设计仿真54-57

摘要：推力是固体火箭发动机的重要性能指标，采用增加装药的传统办法可以提高推力，同时也带来强度要求的提高和成本的增加。为了在不增加装药的前提下，提高固体火箭发动机的推力，从固体火箭发动机结构设计的角度，提出调整火箭喷管问排布距离的方法。通过建立双喷管固体火箭发动机三维模型，利用AUSM格式，数值求解雷诺平均N—S方程，模拟双喷管不同排布间距下的喷管及射流的流场，得出各条件下推力。仿真结果表明，针对双喷管固体火箭发动机，调整喷管间距可以提高喷管推力。

航天器燃料箱液位优化测量仿真研究58-62

摘要：燃料箱液位的实时、精确测量对提高航天器的有效运载能力和效率有着重大的现实意义。传统的液位测量模型存在装配及加工误差，毛细现象引起迟滞等问题。首次利用计算电容原理将双极筒的传感器结构改进为轻量化单管式。采用有限元法和ANSYS分析软件对结构参数进行了仿真分析，使灵敏度与极板间隙张角和石英管厚度呈正相关，与石英管内半径、屏蔽层与极板间距呈负相关。正交优化实验表明，极板间隙张角2°，石英管内半径11．5mm，石英管厚度1．6mm，屏蔽层与极板间距3mm时的灵敏度最优，相比原来提高了13％，为航天器燃料箱液位优化测量提供了可行方法。

飞行器多螺旋桨组合悬停优化控制研究63-67

摘要：由于轻于空气（LTA）飞行器在悬停状态具有模型参数时变和易受风场扰动等特点，是飞行器控制的难点。为提高飞行器悬停控制抗风能力，提高飞行器多螺旋桨组合悬停优化控制性能，提出系统LPV多胞模型的建立。以多螺旋桨组合飞行器为对象，以飞行速度为调度参数，建立飞行器的线性变参数（LPV）模型，采用高阶奇异值分解法将LPV模型多胞化并得到各线性时不变顶点（LTI）的权系数函数。将各顶点的H。状态反馈控制器设计问题转化为一组线性矩阵不等式的求解，再通过顶点权系数凸组合得到满足整个系统工作区间稳定性要求的控制器。上述方法大大简化了控制器设计。且能保证系统全局稳定。仿真结果表明，飞行器能够跟踪所受到的风速，并有效地实现悬停控制。

在轨卫星GPS导航实时高精度定轨控制仿真68-72

摘要：目前越来越多的应用需要依赖高精度的实时卫星轨道数据，由于目前GPS接收机所使用的广播星历精度不高和星上处理器性能有限等原因。实时定轨的精度不是很理想。针对这种情况，提出了一种新的星载GPS实时定轨方法。上述方法采用工程应用背景，使用IGS的超快速星历代替广播星历，以相位平滑后的测码伪距作为主要观测量，结合简化的动力学模型，通过扩展卡尔曼滤波器进行低轨卫星轨道的实时解算。为了验证其性能，使用上述算法对CHAMP卫星的在轨实际观测数据进行模拟实时处理，结果表明，改进方法不仅计算量小，而且定轨精度高。

基于预定性能的四旋翼飞行器姿态控制73-78

摘要：四旋翼飞行器结构复杂，姿态角数学模型难以精确建立，滑模控制是姿态角控制的热点方法。但传统滑模控制在到达阶段鲁棒性较差，且很难精确的使跟踪误差的动态及稳态性能同时达到预先设定的性能要求。为解决上述问题，利用性能函数并通过误差转换将一个对输出存在性能约束的非线性问题转化为一个无约束问题．根据转换后的误差并结合微分跟踪器设计一个新型快速时变终端滑模面并设计控制器，消除了到达阶段．使系统具有全局鲁棒性。上述方法不但能保证闭环系统所有信号有界，而且可使跟踪误差在有限时间按照预先设定的性能收敛。仿真结果表明，选用方法具有很强的鲁棒性．且能同时达到需要的动态和稳态性能。

四旋翼无人机反步自适应容错控制研究79-82

摘要：无人机在飞行过程中存在不管输入值如何变化而执行器的输出值保持不变的加性故障。为此建立了系统的执行器加性故障动态模型，利用上述模型设计了一种反步自适应的渐近稳定控制器，并将控制量进行反解得到俯仰角和滚转角的期望值，以提高控制精度。为了进一步验证设计的控制算法是否可行，搭建了matlab仿真模型，并进行了定点悬停仿真。仿真结果表明控制器能够在故障发生后进行容错并保证控制系统达到期望的目标，实现了较好的控制效果。

飞机起落架噪声优化抑制仿真研究83-88

摘要：在飞机起飞和着陆阶段，气流流经起落架产生的气动噪声是最主要的机体噪声。研究起落架降嗓方法对降低飞机的总体噪声具有重要意义。传统的噪声抑制方法（如吹气、吸气、安装整流装置等）通过降低起落架的流动分离，达到抑制噪声的目的，但其结构复杂，且影响到起落架巡航阶段的收回以及平时的维护保养，因此需要寻找新的噪声抑制方法。等离子体激励器非常适合用来控制流动分离，且不存在上述控制方法所带来的起落架维护保养和收回问题。基于此，采用仿真以及实验两种方法。研究了等离子体对圆柱绕流的控制效果。结果表明．等离子体改善了串列圆柱之间的流场分布．降低了远场辐射噪声。等离子体流动控制技术是圆柱绕流流动特性控制的一种有效手段．具有良好的工程应用前景。