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高超声速巡航导弹作战效能建模与评估 总被引：1，自引：0，他引：1
在高超声速巡航导弹概念设计阶段,为了避免对某些性能指标要求过高,需要对其作战效能进行评估与分析。分析了高超声速巡航导弹攻防对抗过程和高超声速巡航导弹在作战任务剖面中所面临的威胁,采用美国武器工业界效能咨询委员会的ADC方法,建立了高超声速巡航导弹作战效能评估顶层模型,进一步分解顶层模型并对该模型进行合理改进。在分析作战能力各个指标的基础上,建立了突防能力指标、命中概率指标和杀伤概率指标的解析解模型,并给出了效能评估结果。最后对影响高超声速巡航导弹作战效能的关键因素进行了分析,结果表明：缩减巡航导弹的雷达反射截面积(RCS)有助于降低其被雷达发现的概率和发现距离;增大巡航速度则可以降低防御系统的可射击概率和拦截毁伤概率,从而提高其作战效能。 相似文献
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基于全局优化算法的多学科优化计算构架 总被引：2，自引：0，他引：2
比较了MDF计算构架与分解类构架对多学科连续性约束的处理策略,并分析了MDF计算构架对多学科分析提出的计算需求.在此基础上,将多学科分析(MDA)的求解问题转化为全局优化问题,结合具有全局搜索特性的遗传算法和具有较好局部收敛特性的复合形法,建立了一种全局优化算法GACA,以满足MDA的计算需求.基于GACA,对MDF计算构架进行改进,建立了两级优化MDF计算构架BL-MDF.典型算例的计算结果表明,本文的计算构架具有较好的计算性能,同时算例也验证了本文对MDF与分解类计算构架的比较结论. 相似文献
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针对两侧进气的超声速冲压发动机导弹,建立了弹体与进气道内外流统一流场的CFD模型.通过数值模拟计算,比较研究了两种压缩面位置布置带来对矩形超声速进气道性能的影响. 相似文献
4.
对一般空舰导弹的纵向下滑弹道进行了设计研究,提出用样条函数作为导弹的纵向下滑基准弹道。实例计算结果表明,设计的下滑基准弹道可以满足载机不同发射速度、不同发射高度条件下弹道的技术要求。提供的方法可供弹道的计算机辅助设计参考。 相似文献
5.
结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。 相似文献
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飞航导弹基于响应面近似技术的并行子空间优化设计 总被引：5，自引：0，他引：5
分析了基于响应面近似模型的并行子空间方法CSSO／RSA的执行步骤和特点，并介绍了逐步逼近响应面近似模型的构建方法。给出了包含气动、弹道、发动机3个耦合学科的整体式冲压发动机飞航导弹的学科分析模型和系统优化模型，分别采用CSSO／RSA方法和单级多学科优化方法对飞航导弹进行优化设计。结果表明CSSO／RSA方法的性能要优于单级多学科优化方法。 相似文献
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载人月面着陆器动力下降过程中质心偏移及其引起的姿态扰动问题比较突出,对此本文提出了采用反作用控制系统(RCS)和推力矢量控制(TVC)的联合自适应姿态控制方法．基于月面着陆器姿态运动学和动力学模型,设计了自适应姿态控制器及质心偏移自适应估计器,利用Lyapunov方法证明闭环姿态控制系统稳定,引入RCS和TVC的误差特性以检验控制器的鲁棒性．数值仿真结果表明该自适应姿态控制方法可行,所设计姿态控制器保证姿态控制系统稳定且具有鲁棒性． 相似文献
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斜盘式偏转机构方案仿真研究 总被引：1，自引：0，他引：1
偏转弹头控制是一种新型的快速响应控制技术.为了提高偏转机构设计的效率和可靠性,对一种斜盘式偏转机构初始设计方案进行了研究:通过坐标转换推导出弹头偏转规律;基于多体系统动力学理论,在ADAMS中建立了该机构的虚拟样机,采用修正的Newton-Paphson迭代算法,仿真研究了机构的静态特性;通过ADAMS与SIMULINK联合,采用Runge-Kutta算法,仿真研究了机构在阶跃信号作用下的动态特性,确定了关键设计参数.仿真结果表明:弹头偏转角只与电机角位移有关;机构方案具有精度高、响应速度快等优点. 相似文献
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整体式液体冲压发动机动力特性研究 总被引：3，自引：0，他引：3
综合导弹和整体式冲压发动机的相互影响，从导弹总体设计的观点出发，对整体式液体冲压发动机的性能进行了研究，分析讨论了设计参数对发动机性能的影响及发动机设计的特殊问题。本文法可用于导弹总体方案设计阶段参数的选择和性能分析。 相似文献
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