小型巡飞弹气动阻力系数自适应估计方法

为提高小型巡飞弹气动参数估计的收敛速度和稳定性,提出了一种保证预设性能的气动阻力系数自适应估计方法。根据建立的巡飞弹动力学模型,获得线性参数化速度方程。针对以往参数估计方法中估计误差收敛过程的瞬态性能无法直接设计的问题,通过将预设性能函数引入到自适应参数估计,并对气动阻力系数估计误差进行误差变换,设计出保证参数估计瞬态性能的自适应气动阻力系数估计方法。仿真结果表明,与传统自适应参数估计相比,该方法能在较短时间内实现参数估计的收敛,保证了气动参数的瞬态性能和稳态性能,证明了该方法的有效性。     

基于任意结构阵列的二维波达方向与频率联合估计

针对任意结构传感器阵列二维波达方向、频率三维参数联合估计问题，给出了一种基于DOA矩阵法的有效解决方案。经由特征分解同时得到信号频率与阵列流形矩阵的估计，通过考察相邻阵元之间信号传播时延的关系构造矩阵方程，并由求解矩阵方程直接给出二维波达方向的闭式解。该算法参数估计性能优越，计算量小，仅需要阵列满足空域采样定理的基本要求即可，具有广泛的适用性与实际的应用价值。理论分析与仿真实验都证实了这一结论。     

结构修改方法探讨与改进

在简要介绍、对比和分析了几种常用的结构修改计算方法之后, 该文提出了一种基于有限单元法的计算方法． 它将计算结构矩阵改动量的问题转化为求解单元矩阵对设计参数的偏导数问题． 由于单元矩阵的连续可导性, 使得偏导数的计算简单快捷, 计算效率明显高于一般采用差分计算的灵敏度方法     

结构修改方法探讨与改进

在简要介绍、对比和分析了几种常用的结构修改计算方法之后,该提出了一种基于有限单元法的计算方法,它将计算结构矩阵改动量的问题转化为求解单元矩阵对设计参数的偏导数向量,由于单元矩阵的连续可导性,使得偏导数的计算衙单快捷,计算效率明显高于一般采用差分计算的灵敏度方法。     

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.     

导弹头部气动加热的流固耦合数值模拟

采用非定常数值模拟方法对某型号远程导弹头部气动加热问题进行了研究。提出了一种流固耦合的计算方法，在求解流体力学控制方程组的同时，求解流体与固体表面的热传递方程以及固体区域的能量方程。计算获得了各个时刻流场内的温度、压力、速度等参数的空间分布，同时得到了导弹头部固体区域及导弹内部的温度变化。研究表明，采用流固耦合方法对气动加热问题进行模拟，可以得到合理可用的弹表温度数据。     

基于ACA-SVD的雷达后向散射特性快速计算方法

雷达目标后向散射特性在工程设计中具有重要的作用,是实现雷达精确探测定位、识别的重要参数设计依据。基于电磁场理论的数值方法可准确计算目标后向散射特性。但在多角度后向散射问题中,以往的数值仿真算法在迭代计算每个后向散射角度时均单独开展计算,计算效率较低,无法满足工程设计需求。提出了一种基于自适应交叉近似(ACA)结合奇异值分解技术(SVD)的目标后向散射积分方程快速计算新方法,首先利用ACA算法计算、压缩右端激励矩阵,然后对压缩后的子矩阵进行二次压缩,进一步降低激励矩阵存储量和迭代求解时间,极大的提升雷达目标后向散射特性计算效率。     

动基座条件下捷联惯导系统初始粗对准新方法

针对捷联惯导系统在动基座条件下难以实现自主粗对准的问题,提出了一种采用GPS辅助计算姿态矩阵的新方法。姿态矩阵的计算被分解为三个独立的变换矩阵的求解,而GPS和IMU的输出数据则以积分的方式在不同的坐标系中表示出来,从而得出各个不同坐标系之间的变换矩阵以完成粗对准过程。经过仿真验证,该方法能使捷联惯导系统在动基座上快速的计算出初始姿态矩阵,且姿态角误差小于1°,满足为后续精对准过程提供初始值的精度要求。     

STANHP程序——一种对寻的导弹系统控制回路进行统计分析的程序

导弹系统特性通常可以用数学模型进行仿真计算求得。为此,要求一些操作简便、计算费用低可对导弹系统干扰特性进行统计分析的辅助方法。STANHP程序是一种用于对寻的导弹系统进行统计分析的Fortran程序。STANHP程序可以直接计算最重要的统计瞬时值、期望值和标准偏差以及所有重要参数或作为时间函数计算。本报告介绍了数学模型、瞬时值方程的建立和求解,程序结构和几种积分方法,并举例说明了简便的处理方法和典型结果。     

基于矩估计/最小二乘法的杂波模型参数估计方法

针对传统杂波模型的参数估计方法无法兼顾计算效率和精度的问题,提出了一种基于矩估计和最小二乘法的杂波统计模型混合参数估计方法,以矩估计法得到模型参数的初始值,使用最小二乘法迭代优化得到参数估计的最终值,数字仿真的结果证明了此方法的有效性和准确性;该混合模型参数估计方法可以在计算量不大、原理简单的情况下实现模型参数的精确估计,且不局限于单一杂波模型的参数估计,具有很好的通用性和工程应用价值.     

导弹气动力参数辨识中的一种鲁棒算法

传统的气动力参数辨识算法存在着一些问题，使辨识的准确性和可靠性受到较大的影响。为解决传统算法所存在的问题，以最大似然准则作为辨识准则，应用自适应遗传算法进行导弹的非线性气动力参数仿真辨识。气动力参数辨识的结果比较满意，表明遗传算法具有良好的优化性能，是进行气动力参数辨识的一种鲁棒算法。     

强剩磁条件下磁性目标三维正则化聚焦反演方法

针对强剩磁条件下铁磁物质反演中存在磁化方向发生改变的问题,提出了强剩磁条件下磁性目标三维正则化聚焦反演方法。对于孤立磁源,首先估计其磁化方向,然后利用磁化方向估计值对磁性体进行反演;对于多目标磁源,利用弱敏感于磁化方向的磁总场模量数据进行反演。在迭代过程中,通过深度加权矩阵和最小支撑矩阵对经典Tikhonov正则化框架下的反演模型进行约束并得到目标函数,有效解决了反演解的多解性问题。对目标函数进行迭代奇异值分解,根据无偏风险估计准则自适应地确定正则化参数,实现了迭代过程的自动化。仿真和实验结果表明：在强剩磁条件下,该方法能够准确还原磁性异常体的轮廓形态,具有较好的模型分辨率。     

基于离线预测控制的旋转尾翼稳定弹解耦控制器设计

低速旋转尾翼稳定弹飞行过程中存在着气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计。鉴于模型预测控制方法虽然具有较好的解耦能力和对建模精度要求不高的优点,但存在计算量大的问题,为此提出一种基于指令滤波器的离线模型预测控制方法。通过离线求解控制参数阵和在线查表应用的方式,将大量计算工作转为离线进行,以满足实时控制需求。将指令状态和系统输出跟踪误差积分引入预测模型中,充分利用被控对象和指令模型的动态特性,使得离线求解的控制参数阵能够较好地应对指令信号的变化。基于旋转尾翼稳定弹姿态控制进行仿真,对算法的有效性进行了验证,结果表明所设计的控制器能够确保飞行指令的稳定跟踪。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。     

基于粒子群-牛顿算法的弹丸阻力系数辨识

针对传统牛顿迭代法在辨识弹丸气动参数时需要精确估计参数初值的问题,提出了基于粒子群初值选取的牛顿迭代优化算法辨识弹丸的零升阻力系数.采用弹丸的六自由度模型作为系统模型,以最大似然准则作为辨识判据,结合粒子群算法的群体搜索性以及牛顿迭代法的局部细致搜索性,对辨识判据进行了优化,并且根据灵敏度计算分析了参数的可辨识性.通过仿真和实际数据辨识对算法的精确性和可靠性进行了验证.仿真和实际辨识结果表明,该方法能有效地辨识旋转弹丸零升阻力系数,可为进一步提高射表精度、节省用弹量提供参考价值.     

基于气动参数辨识的飞控系统传感器故障估计

气动参数的不确定性使得飞行器表现出明显的模型时变特点,此类系统的故障诊断问题是一个难点。以无人机纵向运动为研究对象,提出一种基于气动参数辨识和迭代学习的传感器故障估计方案。将增广容积卡尔曼滤波（ACKF）算法用于气动参数估计,实现飞机模型的在线辨识。故障一旦发生,将辨识得到的气动参数用于局部包络建模,并利用迭代学习算法构造传感器故障估计器。此外,为提高故障的迭代收敛速度,提出一种基于扩张状态观测器(ESO)思想的迭代学习算法。故障仿真实验表明了所提方法的可行性和有效性。     

基于反演法的单兵制导火箭弹仿真研究

为满足单兵火箭弹体积小、质量轻、低成本的设计要求,建立了由两路舵机控制的俯仰、滚转双通道单兵火箭弹模型,差动进行滚转控制,同向偏转进行俯仰控制,应用反演法对俯仰通道控制器进行设计,并与PID控制进行对比分析。同时,为了与三通道控制作对比,引入偏航控制。研究结果表明,该控制器的解耦性能优于PID控制,具有良好的跟踪效果。在主要气动参数摄动的情况下,它能保持一定的鲁棒性和抗干扰能力。反演控制器可以满足双通道单兵火箭弹的控制要求,与三通道控制相比,提出的两路舵机控制模型具有更加灵活的弹内布局,更符合单兵火箭小口径、低成本的要求。     

空射飞航导弹姿态控制的一种自适应方法

为解决空射飞航导弹气动力矩导数不确定条件下姿态控制问题,基于动态逆和非线性系统无源性稳定理论设计了一种姿态自适应控制器.该控制器包括控制律和参数估计器两部分.控制律根据估计器提供的对象参数估值在线调整控制参数.采用李亚普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.数值仿真表明该方法在保证参数估计误差有界的同时实现了导弹对姿态角指令的快速无静差跟踪.     

扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化

为了提升掠飞末敏弹战术技术性能,将扭曲尾翼结构应用于弹箭气动布局,并在风洞实验基础上,结合计算流体力学、正交实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法,对扭曲尾翼弹箭开展了以增旋、减阻为目标的气动外形多目标优化设计,最终给出了尾翼外形的Pareto优化方案。结果表明：采用扭曲尾翼结构有利于改善弹箭气动性能;所建立的气动参数代理模型,能对弹箭阻力系数和平衡转速进行准确预测,并得到了尾翼几何参数对其影响规律;基于多目标遗传算法最终得到的Pareto优化方案,达到了良好的增旋、减阻效果。该研究方法对扭曲尾翼弹箭气动优化设计具有参考意义。