基于最大熵谱估计验证战术导弹的气动模型

现代谱估计方法是验证系统仿真模型的有效方法。战术导弹飞行试验的遥、外测数据记录了大量的过程参数,可以利用这些参数进行气动力和气动力矩的计算,与飞行试验过程参数进行分析比较。应用最大熵谱估计检验导弹的气动力和气动力矩模型的可信性,可以给出定量的结果。文章给出的方法可以作为战术导弹气动参数模型研究的一种辅助手段。     

提高飞行器参数辨识精度的最优方波输入设计

本文应用最优输入设计（ＯＩＤ）的理论和方法,将衡量参数辨识精度的Ｃｒａｍｅｒ－Ｒａｏ下界作为最优准则,从工程实现上考虑,将输入函数类限制在多级方波类,并用动态规划原则进行了最优输入设计。本文针对一种飞航导弹进行了最优方波输入设计,初步解决了飞行器参数辨识中动导数辨识问题。     

环境参数在线辨识及其在滑翔段制导中的应用

针对助推滑翔导弹,提出基于飞行环境参数在线辨识的滑翔段数值预测校正制导方法。综合考虑大气密度和气动系数对导弹运动的影响,引入滑翔段综合环境参数,利用扩展Kalman滤波方法对综合参数进行在线辨识。基于在线辨识结果,利用渐消记忆递推最小二乘方法在线建立环境参数预测模型,并利用最新辨识结果进行模型的在线修正。设计了纵向和横向制导律,并基于环境参数在线预测模型进行落点预测,以克服飞行环境扰动对落点预测精度的影响。进行了大气密度非定常扰动下的制导仿真,以及密度和气动参数随机扰动下的Monte Carlo仿真。仿真结果表明:环境参数在线预测模型能准确预报飞行环境参数,制导方法对飞行环境扰动具有较强的鲁棒性。     

基于遗传算法的大型降落伞气动力参数辨识

建立了降落伞回收系统的六自由度动力学及运动模型,针对大型降落伞可观测数据少的特点,设计遗传算法辨识其气动力参数,利用仿真验证了辨识方法的可行性和辨识模型的正确性。结合空投试验录像分析数据,辨识了某型号飞船所采用大型环帆伞的气动力参数,并利用辨识结果对其稳定性进行分析,其结论可作为回收系统设计的理论参考依据。     

用建模前估计法辨识飞行器的气动参数

给出了一种利用飞行器飞行试验实测数据估算飞行器气动参数的建模前估计算法，完成了某轴对称无控飞行器的非线性气动参数辨识。计算结果表明：该方法计算过程简单、迅速，可以作为快速估算飞行器气动参数的有力手段，尤其适合于辨识大攻角下的气动参数。     

反坦克导弹的气动参数辨识

本文运用极大似然法进行激光驾束制导反坦克导弹气动参数的辨识。在辨识的迭代寻优过程中,采用变步长搜索提高辨识准度;在辨识算法的具体计算处理上,采用了模型分解法,大大减少了计算时间,保证了气动参数的辨识精度。同时给出辨识仿真验证结果.     

强迫振动法大跨度桥梁节段模型气动导数辨识

研制了桥梁节段模型颤振导数测定的二维强迫振动实验装置,采用变频调速技术实现对振动频率的控制,模型惯性力、气动力的测量采用了特殊设计的测力元件,模型运动用压电式加速度计进行测量。实验时,模型分别作单自由度的竖弯或扭转的简谐运动,通过测量模型所受到的气动力及模型位移,应用谱分析方法和非线性曲线拟合算法实现了对八个颤振气动导数的辨识,并通过平板模型实验数据与Theodorsen理想平板数据及国外文献数据对比对实验装置及辨识算法进行了检验。     

锥导乘波体气动外形优化与分析

以高超声速巡航飞行器为应用背景,在Ma=6,H=30 km设计条件下,对锥导乘波体进行气动外形优化设计。首先以升阻比为优化目标,利用遗传算法对锥导乘波体进行气动力优化;然后对基于气动力优化得到的乘波体进行前缘钝化研究,详细分析了乘波体前缘的3种钝化半径对其气动力与气动热的影响。结果表明,采用遗传算法对乘波体工程估算的气动力进行优化是可靠的。对乘波体进行前缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低其升阻比。随着钝化半径的增大,乘波体升阻比降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱,因此将乘波体应用于高超声速巡航飞行器时应综合考虑钝化对其气动力和气动热的影响,寻找最佳平衡点。     

导弹气动参数的分割法辨识

介绍了分割辨识算法及其在导弹气动参数辨识中的应用,并以某导弹为例,采用分割辨识算法对其气动参数进行了估计。仿真计算表明,分割辨识算法计算量小、计算速度快,且精度满足要求。     

高超声速滑翔目标多层递阶轨迹预测

为给高超声速滑翔目标态势与威胁评估、拦截防御等提供先验知识,提出一种多层递阶轨迹预测方法。该方法借鉴多层递阶预测理论对预测模型进行随机补偿,将轨迹预测问题分解成气动参数和模型误差的混合预测以及在此基础上对目标轨迹的预测。方法首先利用气动参数增广状态向量进行动力学建模,对气动参数和模型误差进行混合估计,根据参数估计值进行时间序列预测。然后,在参数预测的基础上,利用动力学模型积分预测目标轨迹。仿真设计了2种有规律的飞行模式仿真场景,分析跟踪与预测时间对预测精度的影响,结果表明算法具有稳定可靠的轨迹预测能力。     

基于线对线突然短路的同步电机瞬态参数辨识

准确地辨识同步电机参数,是分析电力系统运行和控制系统设计的前提.利用最小二乘或卡尔曼滤波等方法辨识电机三相同时突然短路试验数据,是传统电机参数辨识的主要方式.受同步电机三相同时突然短路的可操作性和电机参数模型的强非线性等因素的影响,电机瞬态参数难以准确测量.利用改进的小波变换和人工神经元网络辨识参数的新方法,结合容易实现的同步电机线对线突然短路试验,辨识得到了三相同步电机的瞬态参数,有效提高了电机参数的辨识精度.仿真试验表明,该方法是有效的.     

一种数据驱动的飞行仿真参数辨识方法

目前飞行参数经验公式针对于不同飞机机型拟合不准确,且传统黑箱算法无法定量表达飞行参数相关性。针对上述问题提出一种基于快速存取记录器（quick access recorder,QAR）数据的飞行仿真参数辨识方法,该方法在多项式拟合算法基础上,增加权重系数分配输入参数在算法中所占比重,利用斯皮尔曼等级（Spearman rank）相关系数计算不同输入参数权重系数。由此设计二元多项式,基于改进算法求解最优多项式系数。仿真结果表明,该方法可有效降低仿真误差。     

固定舵二维弹道修正组件结构模型

为了满足二维弹道修正组件小型化设计要求,设计了3种二维弹道修正组件模型,应用Solid Works软件和ICEM软件分别建立3种修正组件的实体模型和网格模型,并利用Fluent软件进行气动特性数值计算,将计算结果进行对比分析,得出不同修正组件模型参数对气动特性的影响。研究结果表明,修正组件尺寸的减小会增大阻力系数;舵片形状和尺寸对阻力系数和升力系数影响较小,但是对滚转力矩系数影响较大,矩形结构的舵片对舵片周围气动特性会产生不利影响;在满足修正要求的前提下,可以适当缩小舵片面积来降低舵机控制难度,提升飞行稳定性。     

紊流风场下无人机飞行状态多模型估计算法

针对紊流风场环境下飞行速度因模型参数发生变化导致单一固定参数滤波器精度降低的问题,提出了一种无人机飞行状态多模型估计算法.在建立单一固定模型紊流风场有色噪声卡尔曼滤波器的基础上,采用多模型自适应卡尔曼估计,得到飞行速度的最优状态估计.仿真结果表明,多模型估计算法在模型参数发生变化时能有效地减小紊流风场对无人机飞行速度的影响,满足飞行速度控制输入的精度要求.     

高超声速滑翔导弹气动参数自适应跟踪建模

针对高超声速滑翔导弹跟踪中状态模型构建问题，研究基于制导变量变化规律的气动参数建模方法。对气动参数进行分析，指出传统建模方法的缺点。在假设制导变量服从一阶时滞过程的前提下，利用线性化的气动系数推导气动参数模型，通过分析不同飞行状态下的模型变式，证明模型对目标机动具有自适应性。对模型中未知参数的取值问题进行讨论，实现模型与飞行状态的自适应匹配。仿真结果表明：当目标发生机动时，所提模型性能明显优于传统模型。同时，在不同滤波器参数条件下的仿真结果进一步证实了模型的有效性。     

导弹气动性能对弹体响应特性影响分析

防空导弹具有拦截时间有限、反应时间短的特点,响应快速性对于导弹拦截能力至关重要。国内外导弹总体设计的专著中对响应快速性的研究很多,但均未对其影响因素做系统论证,对于布局形式对响应特性影响未有严谨说法,特别是弹体气动非线性对弹体响应快速性的影响还未见纸端。首先建立弹体响应特性的动力学模型,推导了弹体开环响应传函;随后对影响响应特性的参数进行分析,分别研究了导弹静稳定度、气动布局形式、气动非线性对弹体开环响应特性的影响;最后,通过典型算例对分析结果进行数值仿真。通过分析和仿真结果显示,静稳定度是影响弹体开环响应特性的主要因素,静稳定度越大响应快速性越好,气动布局形式并不能有效提高弹体的开环响应快速性,升力线斜率与气动压心的非线性在一定程度上对弹体开环响应特性的提高是有益的。     

金属橡胶／橡胶复合叠层耗能器试验建模研究

采用电液伺服材料试验机的位移加载方式，对金属橡胶／橡胶复合叠层耗能器进行动态试验研究，结果表明：耗能器的恢复力同时受频率和振幅的影响具有非线性迟滞特性。在此基础上，结合理论分析建立耗能器的动力学模型，提出一种参数分离识别法，辨识出模型中的未知参数。将辨识结果与试验曲线进行对比，结果表明，所建模型可靠，且参数识别精度能够满足工程应用的要求。     

基于均匀设计的临近空间无动力攻击器运动参数响应面建模

为探求临近空间无动力攻击器运动参数的解析模型，采用均匀设计试验方法，以攻击器发射参数为设计变量，从设计空间中选择一些特定的设计点，构造了临近空间攻击器速度、射程以及飞行时间的响应面模型。通过仿真算例，对各响应面模型分别进行显著性检验，证明了所建立的响应面都具有较高的近似精度。     

切变风与摆动对系留艇锚泊气动特性影响研究

根据系留艇锚泊状态复杂地形环境特征,对系留艇进行了气动特性仿真和分析,首次将切变风和自身摆动影响纳入到气动仿真当中,结果表明:地形环境的影响尤其是地面效应会使飞艇周围流场发生显著改变,从而改变飞艇气动力和力矩;飞艇自身的摆动会使艇身气动力大小和方向产生周期性的变化,其变化率与飞艇摆动频率密切相关;短时间剧烈变化的切变风对飞艇来说会产生"滞后性"和"弹簧效应",使得艇身气动载荷增大的同时艇身气动力的极性也会发生改变,这对于飞艇飞行安全来说结果是致命的。     

变化风场对气象火箭射高的影响

建立了变化风场的气动力模型 ,讨论了风梯度的气动力效应。对气象火箭在弹道风和变化风场中的飞行轨迹进行了数值仿真。计算结果表明 :该模型正确合理 ,与实际飞行结果吻合好。