hp自适应伪谱法在滑翔弹道快速优化中的应用

基于一种求解最优控制问题的新方法——hp自适应伪谱法对滑翔弹道快速优化设计问题进行了研究;该方法将全局伪谱法与有限元法的思想进行结合,采用双层优化策略对细化单元上的配点数和插值多项式的阶次进行自适应调节以满足快速性及精度要求;对滑翔弹道优化问题进行了数值仿真计算,用极小值原理验证了仿真所得的弹道是最优弹道,并与Guass伪谱法的仿真结果进行了对比分析;结果表明该优化方法在求解周期性跳跃滑翔弹道时具有更合理的配点分布及更少的计算时间,对初始控制量不敏感、鲁棒性强,具有一定的工程应用价值。     

协同优化方法算例研究

多学科设计优化(MDO)技术因其能有效地解决大规模复杂工程系统的设计问题,得到了广泛地应用c基于ModelCenter软件平台通过对算例的研究,分析了协同优化(CO)方法的特点以及影响优化结果的原因.     

固体运载火箭多约束弹道优化

主动段弹道设计及优化对提高固体运载火箭运载能力具有重要的意义.提出两种有利于工程实现的主动段俯仰程序角设计方法,分别为末级一次开机方式和末级两次开机方式.基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了两种程序角对应的弹道优化仿真计算,并进行对比分析.仿真结果表明采用末级两次开机的方式可有效提高火箭运载能力.     

基于对象过程方法论的体系需求分析方法

体系需求分析是体系工程中的重要环节。为了解决目前体系需求分析方法缺乏可操作性的现状,首先基于对象过程方法论简洁高效的特点,提出了一种对体系概念的建模方法。并通过结合联合能力集成与开发系统的分析过程,建立一套体系需求分析方法,实现了任务的划分、能力的归纳与对需求的评估。最后,以海上救援问题为应用案例,验证了该需求分析方法的有效性。     

基于极限学习机的体系作战效能评估建模方法

为了更好地解决武器装备的作战效能评估的问题,更好地为军工部门开发新型号武器提供决策支持,提出一种基于数据驱动思想建立评估模型的思路,并采用机器学习领域的极限学习机方法作为学习数据的工具,对效能评估模型进行数据学习,最后通过计算机仿真验证了方法的有效性,证明基于极限学习机的体系作战效能评估建模方法能够简化评估的复杂性,提高评估的效率。     

火箭尾罩导向段分离仿真分析

飞行器采用水下发射时,在弹射阶段一般依靠尾罩来保护一级发动机,当飞行器弹射出水到达一定高度后,需将尾罩和一级尾段进行解锁分离,并靠分离机构将尾罩和主体分开,利用非线性有限元软件ABAQUS对上述过程进行数值模拟,分别得到正常和偏差状态下的两体分离运动情况,并在两体高速运动的条件下,对导向销的强度进行校核.     

多学科设计优化在飞行器总体设计中的应用

飞行器总体设计涵盖了多个学科专业,包含大量的设计变量、状态变量、约束方程以及学科专业之间的相互影响,是一个典型的复杂系统。为了提高飞行器系统的设计质量和综合性能,文中针对飞行器总体设计的特点,在多学科设计优化理论技术体系的基础上,从工程应用的角度出发,探索出一套实现飞行器总体多学科设计优化的思路和方法,实现飞行器总体的自动设计和优化,使方案论证阶段初始参数的选择更具合理性。     

跨介质航行体流体动力调控研究进展及新构想

流动控制是保证跨介质航行体以较低载荷和较小姿态安全出水的有效途径.已有水下航行体通气流动控制均为开环控制,多相流闭环控制研究尚属空白.分析了跨介质航行体空泡流体动力特性,系统总结了水下航行体流体动力调节技术及其控制策略,提出了一种以通气多相流控制为主、水动舵翼控制为辅、与航行体响应耦合的闭环控制新构想,并剖析了该闭环控制方法的难点与关键技术,为后续开展进一步研究提供了基本研究思路和技术路线.     

导弹超声速飞行横向气动载荷估算系统

导弹飞行中横向气动力载荷的计算一般采用有限元分析软件的数值计算方法,尽管其计算结果具有较高的精度,但耗费了大量的计算时间,不能较好地满足方案论证阶段对设计快速响应的需求.在原有横向气动载荷工程算法的基础上提出一种估算系统,并对其原理和结构组成进行详细的阐述.最后通过实验表明该系统能够与有限元分析软件的计算结果较好吻合,满足工程实际应用的需要,从而为横向气动力载荷的快速估算提供一条途径.     

平台单星方案原理及仿真研究

从原理上论述星光惯性制导平台单星方案,推导利用星敏感器的测量值来修正导弹因初始定位定向误差、惯性器件的漂移等引起落点偏差的相关公式,对各误差项进行数值仿真计算,分析平台单星方案对各误差项的修正效果,并讨论所选星体偏离最佳星方位的角度对落点偏差的影响.