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一种基于遗传算法的防空导弹火力分配优化方法 总被引:3,自引:3,他引:3
结合现代防空作战特点,分析影响目标威胁评估与排序的因素,利用关联度对目标进行威胁评估与排序.建立了基于遗传算法的防空导弹目标优化和火力分配模型.仿真结果表明,该方法有效地解决了防空导弹目标分配这一复杂的问题,提高了防空导弹武器系统的作战效能. 相似文献
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基于Bellman-Ford算法的无人机路径规划研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过预先侦察和经验评估,给出了一种敌情信息未知环境中的无人机路径规划方法。采用Bayes方法求取了给定规划区域内威胁存在的概率,构建了威胁概率分布图,并将其转化成权重为威胁概率的带权图,利用Bellman-Ford算法搜索该带权图,求取了一条从出发点到目标点的无人机最小威胁路径,根据无人机气动性能约束,对最小威胁路径进行了修正和优化,得到一条可飞的最优路径,最后给出了仿真结果,验证了方法的有效性。 相似文献
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防区外导弹最优航迹的快速求解方法 总被引:5,自引:3,他引:2
介绍了一种求解防区外导弹巡航阶段TA/TA(地形回避/威胁回避)问题的快速简便方法,考虑导弹飞行特点及机动能力的约束,利用网络优化算法,三次B样条曲线以及遗传算法寻找出性能指标最优的可飞行样条曲线,最后根据所求出的最优样条曲线给出导弹航路点,通过大量的仿真实验,证明该方法是可行的,具有快速性并适用于大范围,复杂地形和威胁环境下。 相似文献
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为解决无人机快速可靠的路径规划问题,提出了一种在威胁分布已知条件下的无人机飞行路径规划新方法。在Matlab软件平台下,运用Voronoi图法根据已知威胁分布获取无人机的初始安全飞行路径,然后采用Dijkstra算法进行路径搜索获取最短路径,再利用提出的分割法对最短路径进一步优化并减少其拐点,最后利用spcrv函数对路径进行平滑以获取最优路径,并通过一系列的仿真证明了该算法可行并具有很好的时间性能。 相似文献
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传统遗传算法的变异操作会简单随机产生新的路径,对算法进化性能有不利影响,使算法易陷入局部最优的陷阱;遗传算法常配合栅格法进行路径规划,所得的最优路径并非无人水下航行器(UUV)回收路径规划可获得的最短路径,并存在UUV机动性能可能与最优路径冲突的问题。为此,设计一种具有UUV机动性约束条件的改进遗传算法,提出环境复杂度的概念用于分析机动性约束的具体取值,使路径规划适配于UUV的机动性,使算法结果更具实用性;提出复合自适应变异策略,控制变异的个体在迭代过程中发生自适应的进化;当一定迭代数内种群进化停滞时,引导最优个体进行双阶段自适应变异,从而使最优路径趋近全局近似最优解,有效提高算法的收敛速度。基于MATLAB软件的算法对比仿真结果表明一般复杂水域和复杂水域环境下,改进的复合自适应遗传算法生成的最优路径相比于遗传算法和自适应遗传算法的最优路径更加平滑,路径长度更低,可见改进的复合自适应遗传算法在路径规划上收敛性能和寻优能力更优,更具有可行性和优越性。 相似文献
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针对某中口径无后坐炮研制中的内弹道设计问题,将多目标优化的Pareto遗传算法与无后坐炮经典内弹道数学模型相结合,以最大膛压和初速作为优化设计的目标,对药室容积和发射药药量进行了多目标优化设计,提出了一种基于Pareto遗传算法的无后坐炮内弹道多目标优化方法。优化结果表明:所采用的Pareto遗传算法与内弹道相结合是可行的; 利用Pareto遗传算法,所得数个内弹道目标优化解以Pareto前沿面的形式给出,设计人员可根据需要从中选择无后坐炮内弹道的最优设计方案。 相似文献
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防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。 相似文献
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侯明善 《兵工学报(英文版)》2008,4(1):48-51
Optimal gliding guidance for a guided bomb unit in the vertical plane is studied based on nonlinear dynamics and kinematics.The guidance law is designed under minimum energy loss index.To avoid the complexity in solving two-point-boundary-value problems,the steady-state solutions of the adjoint states in regular equations are suggested to be used.With these considerations,a quasi-closed,optimal gliding guidance law is obtained.The guidance law is described by the angle of attack in a simple nonlinear equation.An iterative computation method can be easily used to get the optimal angle of attack.The further simplified direct computation algorithm for the optimal angle of attack is also given.The guidance properties are compared with those of maximum lift-to-drag angle of attack control.The simulation results demonstrate that the quasi-closed,optimal gliding guidance law can improve the gliding phase terminal performance with significant increase in the altitude and much little decrease in the speed. 相似文献
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