正常式布局巡飞弹气动特性的数值模拟

为研究正常式布局巡飞弹的空气动力特性,利用Pro/E建立巡飞弹的三维模型,导入Gambit进行网格划分,采用Fluent软件数值模拟巡飞弹的气动特性并提取弹道气动数据.数值模拟对比研究了不同音速下弹体的绕流流场,获得了压力分布情况.系统地分析了巡飞弹在不同攻角、不同马赫数下升力、升力系数、阻力、阻力系数以及翻转力矩等气动特性的变化规律,研究结果对巡飞弹的气动力设计具有一定的参考价值.     

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.     

改进的卡尔曼滤波压缩感知信道估计算法

针对伪测量卡尔曼滤波压缩感知算法应用于时变信道时精确度和实时性的不足,提出了改进的卡尔曼滤波压缩感知信道估计算法。该算法进一步优化了扩展滤波过程的范数框架,利用Levenberg-Marquardt方法实现了方差矩阵的自优化,解决了估计误差不能一致减少的问题,保证了全局收敛性;根据卡尔曼增益设置了迭代收敛条件,解决了伪测量过程的自适应收敛问题。仿真分析表明,该算法的估计精度和收敛速度有较大程度提高,在SUI-3信道条件下性能明显优于传统信道估计方法。     

基于改进Huber估计的水下尺度目标参数估计

尺度目标参数是水下声自导武器近程进行弹道机动和垂直命中攻击的关键参数,有效估计尺度目标的特征参数对保证水下声自导武器作战毁伤效果至关重要.本文利用水下声自导武器检测得到的尺度目标多亮点信息对目标尺度参数进行估计,然而目标不同反射部位的反射能力不同,对应的多亮点检测信噪比存在差异,直接利用最小二乘拟合进行尺度参数估计可能会造成较大的估计误差.基于Huber稳健M估计原理,通过分析对Huber估计进行了改进,该方法利用亮点强度和拟合误差计算迭代拟合权值矩阵,通过拟合误差剔除可能存在的干扰亮点,能对目标长度、走向角、等效点进行有效估计.仿真分析和实航试验结果均表明,该方法具有稳健的收敛性能,能有效剔除干扰点,具有较强的抗干扰能力和较高的参数估计精度.     

基于最小均方误差的两步信号幅度估计算法

针对单通道数字混合信号幅度估计精度不足的问题,提出一种基于最小均方误差的两步幅度估计方法。该方法采用高次方法或最大最小(MAX-MIN)法进行幅度的粗估计,然后利用接收序列累积量的最小均方(LMS)误差准则,通过自适应迭代更新参数,提高信号的幅度估计精度。仿真实验表明,算法经过50次迭代后,幅度估计误差减少一半以上,参数估计精度提升明显,算法收敛速度快,应用范围广,做到了性能和复杂度的较好折中,具有实用价值。     

一类高阶线性时变系统自适应迭代学习辨识

针对一类在有限时间区间上可重复运行的一致强稳定、一致强可控的高阶线性时变系统,提出了模型参考自适应迭代学习参数辨识方法。基于类Lyapunov函数推导了时变参数的迭代学习律。该算法可以辨识未知的快时变参数,并保证模型跟踪误差随迭代次数趋于无穷关于有限时间区间一致收敛到0,参数估计误差有界且收敛。分析了参数估计收敛到真值的条件。仿真验证了所提辨识算法的有效性。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明：在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

扇式折叠翼巡飞弹结构数值计算

采用数值仿真的方法计算了巡飞弹的结构特性,该巡飞弹具有栅格舵与扇式折叠翼,使用Patran软件建立结构模型,输入各部分结构材料属性,之后由有限元软件Nastran计算其固有模态。依据气动数据对巡飞弹的折叠翼进行了强度校核,采用Nastran进行静力计算,得出了在各马赫数下满足强度要求的最大飞行攻角。     

基于滑模观测信息的电动舵机自适应终端滑模控制

针对电动舵机控制中参数和负载的不确定性,设计自适应终端滑模控制器,利用滑模观测信息构造自适应律,对不确定参数进行估计,具有与复合自适应律相似的参数估计特性,但不需要系统状态的导数,理论上证明了系统的稳定性和输出误差的有限时间收敛.最后通过仿真证明了该方法的有效性.     

链式炮PMSM 电机转速自适应反演控制

链式炮外能源电机转速稳定性对其射速影响很大。提出交流永磁同步电机（permanentmagnetsynchronousmotor,PMSM）的变参自适应反演速度稳定控制器设计方案,采用实时在线的自适应参数估计和反演控制相结合的方法,通过设计恰当的输入控制律,并对定子电阻、转动惯量、摩擦系数、负载转矩等参数按照设计的自适应估计律在线估计。试验结果表明：该控制策略能有效地抑制多参数摄动和负载扰动对转速的影响,可以作为一种较好的鲁棒方法在链炮伺服电机控制中采用。     

无再入观测弹道导弹气动参数和落点联合预报

在无再入观测数据条件下,为了对弹道导弹的落点和气动阻力参数进行高精度联合预报,基于导弹末端速度变化范围的限制,预估气动阻力参数变化范围; 将气动阻力参数作为随机过程建模并增广为目标的状态,基于无迹变换法建立了考虑气动阻力、地球自转和J₂摄动的落点预报和误差分析模型,计算了落点误差散布椭圆。仿真结果表明,该方法能有效预估气动阻力参数范围,显著提高了落点预报和误差分析的精度(尤其是落地时刻),对于导弹早期预警具有较高应用价值。     

基于RBF神经网络的空空导弹控制器设计

应用倾斜转弯（Bank to Turn，BTT）及推力矢量控（Thrust Vector Control．TVC）技术设计并建立了空空导弹六自由度模型。在此基础上考虑气动参数变化和建模不确定性引起的误差对导弹控制系统的影响，为消除误差影响，引入RBF神经网络分别对快慢回路进行补偿，利用李亚普诺夫（Lyapunov）稳定性定理推导了神经网络权值、中心及带宽的自适应规律，并证明了闭环系统的稳定性。通过对某型空空导弹大机动仿真研究，结果表明RBF神经网络自适应控制方法补偿作用显著，不仅改善了控制系统的动态性能，而且使系统具有良好的抗干扰和容错能力。     

基于遗传算法的巡飞器路径规划

分析和对比了可应用于巡飞器路径规划的几种主要研究方法,提出了基于遗传算法的巡飞器巡飞路径规划方法.针对出现的多目标优化问题,采用分时分目标的优化方法,减小了计算量,有效地加快了解向期望值的收敛速度.针对探测阶段的定高度和变高度巡飞路径进行了规划,得到了满足要求的优化结果,给出了所需要的最小航程,为后续的巡飞器推力方案设计和气动外形设计提供了依据.     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。     

基于反演法的某制导迫弹鲁棒自适应控制器设计

设计了一种基于反演法的鲁棒自适应控制器,以解决制导迫弹在飞行中存在的气动参数不确定和未建模误差等问题,在设计过程中通过带有σ修正的参数自适应律对系统中的不确定参数进行在线估计,针对模型中的未建模误差,采用鲁棒函数抵消,在反演法的推导过程中,加入了一阶低通滤波器,得到虚拟控制量的微分,消除了传统反演法中的“项数膨胀”难题,并利用李雅普诺夫函数证明了该闭环系统为半全局稳定的。该设计方法放宽了对不确定项的限制,仿真结果证明了该方法的有效性。     

一种基于INS的攻角和侧滑角测量算法

以飞航导弹武器系统为应用背景,提出了一种基于惯性导航系统（INS）的攻角和侧滑角测量算法,能够在不增加弹上传感器设备和不改变弹体结构的条件下实时估算出攻角和侧滑角.为了实现该算法,建立了大气边界层内风速的仿真模型,研究了风速的实时估算算法以及一种基于INS/GPS组合导航系统的简化Sage-Husa自适应滤波算法.理论分析和仿真结果表明,该算法具有较高的精度、良好的实时性和稳定性.     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。     

不同栅格壁形状的栅格翼导弹气动特性对比研究

针对栅格翼在导弹上具有重大的应用价值,研究不同格壁形状的栅格翼导弹气动特性。通过介绍控制方程、边界条件和计算条件,采用FLUENT数值模拟的方法研究四角形格壁、菱形格壁和矩形格壁3种格壁形状的栅格翼导弹气动特性,并通过计算分析得出栅格翼导弹的升阻比在研究范围内随着马赫数变化而变化,3种模型变化趋势基本一样。分析结果表明：四角形格壁栅格翼型导弹和菱形格壁栅格翼型导弹的气动性能,优于矩形格壁栅格翼型导弹。     

巡飞弹燃油消耗质量的数学模型研究

巡飞弹常采用微型涡喷发动机,需完成长时问的巡逻飞行任务．为实现典型航迹飞行,全弹质量变化率将不断变化,文中分别建立了两种典型航迹下巡飞弹燃油消耗质量的数学模型,其中构造了代理模型来计算气动力参数和燃油耗油率（SFC）。经算例仿真计算,得到了典型航迹下巡飞弹质量消耗的变化规律．以及对应的推力控制律和需用攻角变化律,所建立的燃油质量消耗数学模型可用于巡飞弹总体设计之中。