自旋飞行器角速率和过载测量数据拟合修正方法

为正确分析飞行试验飞行器迎角和气动参数偏差等飞行动力学特性,根据具有非零惯性积旋转飞行器在大气层外的运动规律,推导飞行器角速率和过载分量的解析表达式。利用测量数据拟合估计相应的系数,给出测量数据系统偏差修正解算公式。计算实例表明,经拟合、系统偏差修正和过载质心换算的测量数据更接近实际飞行状况,可用于确定飞行器大气层初始段飞行迎角变化范围和大气层内气动系数辨识等的飞行动力学特性结果分析。试验数据结果分析实例验证了该方法的有效性,研究结果对测量数据处理和误差修正具有现实指导意义。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

高速飞行器FADS系统建模及解算方法研究

针对传统钝头体飞行器FADS系统空气动力学模型不再适用于升力体高速飞行器的问题,采用基于Levenberg-Marquardt算法的非线性最小二乘优化算法建立升力体高速飞行器FADS系统空气动力学模型,然后根据建立的高阶非线性模型,提出一种优化求解非线性方程组的方法。计算结果表明:建立的FADS系统空气动力学模型能够充分反映来流参数与测量压力间的物理规律,通过求解高阶非线性方程能够获得来流大气参数,其中马赫数误差小于0.15、攻角误差小于0.3°、侧滑角误差小于0.5°、静压小于500 Pa。     

高超声速飞行器快速气动设计方法研究

针对概念设计阶段需对众多外形设计方案进行比较、分析和筛选以及大量使用CFD面临的挑战,提出了可用于高超声速飞行器概念设计的快速气动设计方法。该方法运用Open VSP实现对飞行器几何外形高精度参数化建模,气动力计算使用自主开发的一种基于当地表面斜度法和参考焓法的高超声速飞行器气动特性快速工程计算工具。最后以类X-37B飞行器为例进行气动敏感度分析,表明该方法具有较高的效率和精度。     

基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法研究

为了评估目标射程状态下再入偏差精度指标分配,提出一种基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法。首先分析再入段干扰因素对飞行器再入运动特性及落点偏差影响机理,建立考虑各种再入偏差因素影响动力学和运动学计算数学模型,计算干扰条件下目标射程和试验射程再入偏差,求出试验射程至目标射程再入误差折合系数,分离试验条件下再入偏差,并折合至目标射程状态。将该方法应用于飞行器试验数据分析,得到了小子样试验数据条件再入偏差评估结果。方法及研究结果对再入误差分析计算和落点偏差精度指标评定具有重要应用价值。     

基于卡尔曼滤波最大似然参数估计的气动参数辨识

飞行器气动参数一般通过理论计算或风洞试验数据来获取,由于受诸多因素限制而难以获得精确值;为了提高飞行器动力学模型的精确度,将卡尔曼滤波融合于最大似然参数估计中,利用最大似然函数渐进一致性、估计的无偏性、良好的收敛特性的特点,对各实际工作点的气动参数进行辨识,并详细叙述了进行气动系数辨识的基本步骤。     

高超声速飞行器机动航迹优化

用遗传算法优化了高超声速飞行器机动飞行的航迹.建立威胁模型,鉴于高超声速飞行器特性,优化中考虑了飞行器的过载和气动加热.将最优控制问题转化为参数优化问题后,用遗传算法对机动飞行航迹进行了优化,仿真结果表明,该方法优化生成的航迹自动避开威胁,满足了飞行器机动飞行的要求.     

基于数据库的三维复杂外形飞行器表面热流快速计算方法

高超声速复杂外形飞行器气动热环境预计是飞行器设计中的难点问题。发展一种基于数据库、使用数值与工程结合的表面热流快速计算方法,以X-33类飞行器为例,给出气动热数据库的构建方法及基于数据库的快速算法。通过算例比较,验证了方法的计算精度。该方法有效弥补了三维复杂外形飞行器气动热环境数值计算耗时长、工程算法计算精度不足的问题,能够满足高超声速飞行器再入时气动热环境实时预测和新型飞行器开发设计阶段优化设计的需求。     

基于最小二乘法的硅二极管I-V 特性建模

为研究硅光电器件的性能,对基于最小二乘法的硅二极管伏安(I-V)特性建模进行研究.分析二极管的I-V特性,采用多项式回归分析算法对实验测量的非线性数据集进行拟合,通过最小二乘法推定系数来构造其矩阵,求取反应硅二极管I-V特性的数学模型参数,通过预测值与实际测量值之间的误差分析来验证算法拟合经验公式的准确性.结果表明,该算法和程序可广泛应用于非线性数据集的多项式回归分析中.     

基于混合粒子群优化的动力飞行器再入轨迹优化

研究了一类含动力再入飞行器的跳跃轨迹优化问题。首先将动力学方程中的控制量进行有限维数的参数化,减少优化算法的搜索空间。然后利用约束PSO算法和Powell优化算法相结合的混合优化算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。最后通过对高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H的仿真分析,验证了该混合优化算法的有效性。     

CQ2系列气缸加速寿命试验优化方法研究

基于CQ2系列气缸的优化模型，设计了一种改进遗传算法，此算法中采用交叉和变异操作点数随种群多样性函数而变化，在寻优后期，采用Powell法进行加速。高维复杂函数优化结果表明：该算法有效地解决了早熟收敛问题，同时在目标函数的寻优后期快速逼近最优值，达到全局最优。依据优化方案对CQ2系列气缸实施加速寿命试验，试验结果证明：此方案在不影响参数估计精度的前提下，有效地缩短了周期，降低了成本。     

基于声场模信号特征和多项式拟合的声速剖面反演技术研究

针对未知环境下利用经验正交函数表示声速剖面的局限性,提出了一种基于多项式拟合和模信号相结合的声速剖面反演方法。介绍了模信号的概念和深海分布特性,通过理论分析和仿真分析,证明低阶多项式拟合可用于深海声速剖面的表征,并提出采用5阶多项式拟合以实现对2 000 m以浅的声速剖面较精确的表征。在反演处理流程中,利用不同参数的多项式拟合计算获得拷贝模信号,利用脉冲声信号获得数据模信号,并通过遗传算法进行参数寻优。以典型Munk剖面为例仿真分析基于垂直阵、单水听器、非海面海底反射(SRBR)信号的反演性能,单水听器的声速剖面反演与垂直阵性能接近,并提出基于非SRBR模信号反演可以提升在海底参数未知条件下反演的技术思路。利用4 000 m海深的单水听器接收的脉冲信号（距离180 km,接收与发射深度均为100 m）进行方法性能验证,结果表明,共轭深度以下（100~2 000 m）的声速剖面反演误差小于0.2 m/s.     

雷达探测数据野值剔除方法

为提升雷达探测精度评估中雷达探测导弹目标数据的质量,提出基于滑窗的均值和中值剔除法,并将其 与基于滑窗的多项式拟合法和模板卷积法进行对比分析。通过以3 倍的均方误差作为门限,设置合适的窗口长度, 选取基于窗口滑动的均值或中值剔除法。测试结果表明：2 种方法均可更有效地剔除雷达探测导弹目标数据中的野 值,为后续弹道还原和数据评估提供了有效支撑。     

轴对称非球面设计参数测试技术

针对未知设计参数的旋转对称非球面,讨论了面型参数的拟合方法,对轴对称非球面设计参数测试技术进行了研究.利用接触式探针轮廓仪的测量数据,通过多项式拟合给出对称轴和顶点曲率初值,利用最小二乘法与约束变尺度迭代原理,对测量数据进行曲线拟合,获得非球面的设计参数值,拟合参数计算的面形数据与实测数据相比较,得到误差曲线及相应得面形误差PV值.拟合分析结果表明:该算法具有收敛速度快、稳定性好的特点,拟合参数很好地还原了加工曲面的设计参数,能够满足非球面镜的超精密加工精度要求,为非球面镜加工质量的评价以及后续补正加工提供了理论依据.     

曲面离散载荷在仿真分析中的施加方法

针对有限元仿真分析中曲面上大量离散分布载荷施加困难的问题,提出了基于曲线拟合和线性插值的曲面分区拟合法,应用于由单调曲线回转而成的轴对称曲面上,求出载荷值沿各曲面分区的函数表达式,并通过表达式进行快速有效加载,提高了有限元前处理的效率。在模型风洞试验仿真分析中对该方法进行了应用验证,结果表明,该方法简单有效且能保证较高的精度。     

最小二乘曲线拟合及Matlab实现

采用最小二乘曲线拟合,可寻求有限测量数据及其伴随误差的变化规律.曲线拟合先确定拟合模型,再确定函数的所属类.多项式拟合先将其化为双曲线、S型曲线、倒指数曲线、对数曲线等拟合曲线,再求解拟合多项式系数.并用Matlab编制程序,对测量数据进行拟合与仿真.     

基于高斯伪谱法的二级助推战术火箭多阶段轨迹优化

针对二级助推战术火箭在多种约束下的高精度轨迹优化问题,提出了一种基于高斯伪谱法（GPM）的多阶段轨迹优化方法。针对二级发动机的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段。为了提高禁飞区或敌方火力覆盖区附近的优化轨迹精确度,引入准接触点概念,将全弹道进一步进行阶段细分,并以连接点确保相邻阶段的顺利连接。利用GPM将轨迹规划问题转化为非线性规划问题进行求解。为了进一步提高计算效率、降低初值设置的难度,设计了基于初值生成器的迭代策略,实现了二级助推战术火箭多阶段轨迹优化。充分考虑飞行器各阶段飞行特点和约束,通过数值算例表明了该方法的优点。仿真结果表明,所提优化方法求解效率高,能够得到可行的最佳轨迹。     

基于多项式混沌展开方法的翼伞飞行不确定性

针对翼伞飞行性能的不确定性量化评估问题,基于多项式混沌展开(PCE)方法,提出翼伞系统模型参数不确定性分析方法。建立含有不确定性参数的翼伞系统9自由度多体动力学模型,并利用PCE方法建立代理模型来逼近翼伞系统非线性动力学模型。分析不同PCE模型阶数和样本点数量对计算结果的影响,综合考虑计算精度和效率,给出适用于翼伞飞行不确定性分析的PCE模型。分别利用PCE方法和Monte Carlo方法研究气动力参数不确定性对某小型翼伞系统飞行的影响。仿真结果表明,PCE方法可以达到与Monte Carlo方法相同的计算精度且具有更高的计算效率,验证了该方法对翼伞系统飞行不确定性分析的有效性。