基于最优样条节点的导弹主动段弹道估计方法

拟合导弹主动段弹道并估计其弹道参数是天基红外系统(SBIRS)的重要任务之一。首先采用三次样条函数对导弹主动段弹道进行描述,并建立主动段弹道的运动模型和测量模型;其次采用最大似然估计方法将导弹弹道估计问题转化为非线性最小二乘准则下的样条系数和样条节点分布最优估计问题;最后利用投影定理将样条系数估计和样条节点分布估计分离开来,并通过迭代逼近给出了最优样条节点数的确定方法。仿真实验结果表明,所提方法不仅对主动段弹道的拟合精度高,而且还减少了待估参数的数目,简化了求解过程,可在无先验信息条件下较好地解决导弹主动段弹道的估计问题。     

打磨机操作臂的轨迹规划与仿真

提出了笛卡尔空间大步距插值与关节空间改进的三次样条小步距插值相结合的方法,对打磨机进行了轨迹规划。利用关节空间改进的三次样条插值,消除了启动和停止时的加速度突变。并且通过SimMechanics工具箱建立模型,验证了轨迹规划方法的正确性和有效性,为操作臂的伺服控制提供理论基础。     

基于弹道动力特性考虑的不完全测量数据处理方法

针对试验任务中数据丢失的情况,讨论了如何结合遥测信息,充分考虑弹道动力特性提供样条节点,最终获得目标高精度的位置和速度参数估计的问题。首先,介绍了样条节点的概念及其反映的物理背景;然后,结合遥测数据处理的相应理论,提出了遥测弹道具有充分反映动力特性、保形的特点;最后,结合最优节点搜索方法和节省参数建模理论,运用样条约束的联合处理手段,采用改进Gauss-Newton法求解非线性方程,给出了相应的实测数据处理算例。结果表明,基于靶场现有高精度测量设备的跟踪数据,充分考虑弹道的动力特性,在某些数据丢失的情况下,仍然可以提供高精度弹道参数。相对于传统的融合低精度测元进行数据补偿的方法,文中所介绍方法对提高全程弹道精度具有重要意义。     

三次样条插值法在气动导数计算中的应用

在飞行仿真建模过程中,快速、精确的气动导数查寻可以提高仿真系统的实时性和逼真性。在研究大量现有气动导数查寻方法的基础上,提出了一种运用三次样条法、双三次样条法进行气动导数查寻的新思路,该方法不仅避免了以往线性插值的"局部性",提高了计算结果的精度,而且还克服了函数(多项式)拟合法导致动力学模型通用性差的缺陷。仿真实验表明,该方法在气动力和气动力矩的计算中是有效的、可行的。     

基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法

为了快速准确地计算卡箍管路系统的振动响应，提出了基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法。对卡箍直管系统进行低幅值激励的模态测试，利用试验数据对有限元模型进行修正，识别卡箍线性刚度、线性阻尼参数。对卡箍直管系统开展不同激励水平下的恒力测试，通过样条插值多项式法将恒力频响函数转换为恒位移、恒速度频响函数，并进一步识别卡箍非线性等效刚度、非线性等效阻尼，建立了考虑卡箍非线性的等效动力学模型。研究表明:该卡箍等效动力学模型的预测频响函数与试验频响函数的最大误差仅为-6.9%，可以有效地反映卡箍实际的刚度、阻尼特性，对解决卡箍管路系统的振动响应分析具有重要的指导意义。      

柱坐标系下叶片曲面造型方法的研究

由于叶片在沿叶高方向上截面内的截线不是单值函数,所以需要用参数样条的方式构造整个叶片曲面。在分析叶片沿叶高方向上截面数据的基础上,本文将笛卡儿坐标系下的截面数据转换到柱坐标系下,并以极角和叶高为参数构造了双三次插值B样条曲面。     

样条节点优化方法及其在弹道表示中的应用

精确的主动段弹道表示模型是高精度弹道参数估计算法的关键。针对等距节点样条模型表示主动段弹道截断误差过大问题,引入一种基于残差的自适应样条节点优化方法,用自由节点样条表示主动段弹道,并根据假设检验理论给出算法中的阈值确定方法。仿真结果表明,经该方法进行节点优化后的样条模型,不但能有效控制模型误差,当检验水平较高时,还能初步识别导弹主动段特征点。     

不同插值方法对残缺环阵声源定位的影响

研究了利用不完整麦克风阵列进行声源定位的算法，通过修正傅里叶插值、B样条插值和三次样条插值对残缺麦克风阵列的交叉互谱矩阵的插值补偿，获得了声源定位算法。通过数值模拟对声源定位算法进行了验证，发现在波束形成的声源强度上，傅里叶插值模拟结果最大偏差达到5.21 dB,B样条插值为1.17 dB，三次样条插值为0.80 dB；在声源位置偏差上，傅里叶插值为0.04 m,B样条插值为0.01 m，三次样条插值为0.01 m。结果表明傅里叶插值计算得到的声源定位的强度、位置精度和动态性能最差，三次样条插值最优，B样条插值表现一般。实验验证也得出类似的结论，因此利用三次样条插值计算不完整麦克风阵列的交叉互谱矩阵最佳。     

基于响应面插值的非线性气动弹性计算

飞翼、大展弦比低雷诺数气动布局容易在小迎角的条件下出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题,同时气动弹性带来的影响亦不可忽略。针对此类布局提出一种建立基于径向基函数插值的非线性压力系数分布模型的方法,利用径向基函数插值建立面元上压力系数对迎角导数的响应面,将压力系数积分并通过无限板样条(IPS)方法进行气动结构多次迭代插值实现非线性气弹分析。结果验证了该方法对于静气动弹性分析的有效性,同时能准确地反映弹性带来气动效率的降低和变形对升力及阻力的影响。     

空地导弹弹道增程方案设计

针对空地导弹直线对准弹道方案,采用优化初始航迹角的方法得到满足终端速度约束的弹道;最大射程飞行方案采用控制迎角的方法使航程最大,采用多项式样条插值的方法来估计迎角变化规律,用遗传算法优化采样点的参数,得到了满足终端速度约束的最大射程。通过算例对比可知,最大射程飞行方案的射程比直线对准飞行方案提高了三倍多。研究结果对空地导弹的标准弹道设计有一定的参考价值。     

基于样条拟合和双向滤波的助推段弹道估计

三次B样条拟合在助推段弹道估计中应用广泛,但存在弹道两端点邻域估计误差过大的问题.通过对B样条基函数矩阵的特性进行分析,发现其原因为端点邻域估计时能利用的有效观测数据最少.因此,提出一种基于样条拟合和双向滤波相结合的弹道估计策略：首先将双星观测数据利用无迹变换转换为等效位置观测;然后利用三次B样条拟合弹道;最后基于一种自适应卡尔曼滤波器,采用双向滤波策略改善样条拟合的端点估计精度.仿真结果表明：组合方法使样条拟合的端点估计误差减少40％,同时使估计弹道更平滑.此结果满足实时性要求.     

基于本征正交分解的流场快速预测方法研究

对于飞行器气动设计,通过实验或CFD计算获得所有设计状态处流场信息成本高、耗时长,难以满足工程应用要求。利用基于本征正交分解(POD)降阶模型结合相应的插值方法,只需要通过实验或CFD计算获取有限个数的采样流场,可以快速预测出具有满足精度要求的设计状态处流场信息。首先,证明对POD基系数插值获取预测流场与对采样流场直接插值获取预测流场的等价性,并分析采样流场分布的要求。然后,以三段翼型流场作为研究对象,POD降阶模型分别与三次样条插值和径向基插值结合,实现设计状态处流场信息快速预测。最后,通过将流场预测结果与相同条件下的流场CFD计算结果对比,表明了POD降阶模型结合两种插值方法的各自特性。     

样条函数在估算飞机气动参数中的应用

根据气动参数估算的需要，分析了样条函数的基本概念，方程及三次插值样条函数在参数估算中的应用，以某歼击机全机平衡升力线斜率对马赫数的偏导数为例，用三次插值样条函数对其进行了估算。     

复杂环境下考虑动力学约束的翼伞轨迹规划

翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。     

基于ROS的机械臂轨迹规划研究

针对机械臂轨迹规划中算法复杂、开发难度高的技术难点,提出基于一款开源软件平台(Robot Operating System,ROS)为机械臂搭建控制系统的方法作为解决方案.在此基础上,设计了一种基于五次多项式插值的算法来弥补该开源软件平台中关于轨迹规划功能的不足,并通过仿真实验验证了改进后的控制算法可以提高机械臂控制性能.该方法对于实现工程机械臂轨迹规划问题具有普遍的指导意义.     

Direct dynamic-simulation approach to trajectory optimization

This paper proposes a new direct method for an efficient trajectory optimization using the point that the dynamics of a deterministic system are uniquely determined by initial states and controls imposed over the time horizon of interest. To effectively implement this concept, the Hermite spline is adopted to interpolate the continuous controls and the system dynamics are integrated with corresponding control parameters in prior. As a result, the optimal control problem can be transcribed into a nonlinear programming problem which has no dynamic equality constraints and no intermediate states in its design variables. In addition, the paper proposes an efficient recursive Jacobian estimation technique and introduces a Jacobian transformation matrix to straightforwardly handle the general state constraints. Important properties of the present method are thoroughly investigated through its applications to the trajectory optimization for a soft lunar landing from a parking orbit, including the detailed analyses for the de-orbiting phase. The computed results are compared with those using the pseudo-spectral method to demonstrate an extreme outperformance of the proposed method in the aerospace applications over the traditional direct method.     

弹道辅助的弹载接收机伪卫星信号快速捕获方案

 为实现导航式弹道修正弹在高动态环境下对导航信号的快速捕获且摆脱全球定位系统(GPS)的限制,提出了一个完整的基于伪卫星区域定位系统的弹载接收机信号快速捕获方案。首先利用期望弹道辅助获得多普勒频移初始值以缩小多普勒频移搜索范围,然后采用改进的搜索策略进一步减小多普勒频移搜索时间,最后利用三次样条插值法处理相关谱谱峰及邻近采样点的数据以提高低频采样下粗捕获(C/A)码相位的测量精度。算法分析及仿真结果表明,所提方案能有效缩短多普勒频移搜索时间,提高PN码相位测量精度。     

基于B样条的机翼外形参数化方法研究

描述了基于B样条的机翼外形参数化方法在超临界翼型和机翼气动设计中的应用研究。在机翼外形参数化过程中,通过B样条曲线插值和拟合型值点生成机翼截面曲线和展向引导线,采用Coons Gordon方法通过自由放样和点阵插值获得B样条张量积曲面并进行叠加,进而获得插值于机翼表面曲线网的B样条曲面。还运用CFD工具对不同机翼放样面的气动性能进行了分析对比。通过研究,B样条控制点可作为设计变量传递给气动优化程序,采用B样条曲线或曲面表达式为各设计变量的线性组合,可以方便快捷获取几何梯度信息。     

基于B样条模型的参数化卡尔曼滤波器设计

以标准B样条函数为基础,建立了以位置、样条系数为状态变量的参数化卡尔曼滤波器,用于解决外测数据的实时滤波问题。按照时间更新跨节点与否,分2种情况给出了状态转移方程。在时间更新跨样条节点时,使用样条函数的一阶连续导数条件,估计新增样条节点系数,由此实现滤波器在跨节点处的平滑过渡。通过仿真数据对新方法进行验证,并与已有的2类典型滤波方法进行比较,结果表明,本方法的滤波精度与另一类直接基于弹道信号表示的样条递推滤波方法精度相当,且可表现出更优的收敛性。新方法具有样条参数化模型的相同优点,可对时域信号全时段建模,可利用先验信息设计弹道优选节点而实现滤波性能优化,缺点在于状态更新的策略较为复杂。     

Trajectory Estimation with Multi-range-rate System Based on Sparse Representation and Spline Model Optimization

The classic state methods for trajectory estimation in boost phase with multi-range-rate system include method of point-by-point manner and that of spline-model-based manner. Both are deficient in terms of model-approximation accuracy and systematic error determination thus resulting in the estimation errors well beyond the requirements, especially, concerning the maneuvering trajectory. This article proposes a new high-precision estimation approach based on the residual error analysis. The residual error comprises three components, i. e. systematic error, model truncation error and random error. The approach realizes self-adaptive estimation of systematic errors in measurements following the theory of sparse representation of signals to minimize the low-frequency components of residual errors. By taking median- and high-frequency components as indexes, the spline model-approximation is improved by optimizing node sequence of the spline function and the weight selection for data fusion through iteration. Simulation has validated the performances of the proposed method.