MATLAB与C＋＋结合复杂动态对象仿真建模方法

MATLAB/S imu link是一个强大的自动控制系统工程仿真工具,但在进行复杂动态对象仿真建模时需要大量的S imu link模块的堆叠,难度之大使得实现建模上花费的时间预计占系统开发周期的大半,而且得到的仿真模块通常具有可读性差、容易出错等缺点,运行时占用大量的系统时间和内存空间,对其进行调试和修改也很困难。本文介绍了作者探寻的使用MATLAB/S imu link结合C++编写成的现成类库进行复杂对象仿真建模方法,详细论述了C++m ex函数工程创建编译的过程和利用m ex函数和S imu link S-function进行复杂动态对象整体仿真建模的思路。通过应用实践表明,这种仿真建模方法不但减少了重复劳动的代价,加速了自动控制系统设计周期,使得复杂动态对象仿真模块简洁高效,还可以起到保护数据安全和知识产权的作用。     

新一代歼击机超机动攻击的智能控制及实时分布式三维动画仿真研究

新一代歼击机超机动飞行性能具有很高的战术价值 ,开发这种价值对空战的胜利具有重大意义。本文研究了超机动攻击的智能控制方法和实时分布式三维动画仿真技术。采用 3个三层BP网络重构了超机动飞行控制系统 ,应用“论域及增益在线自适应调整”的模糊控制规则设计了火 /飞耦合器 ,并提出了超机动攻击的实时分布式三维动画仿真方法 ,构造了实时分布式三维动画仿真平台 ,仿真结果逼真、直观、有效。     

特大展弦比机翼的特性与设计

大展弦比机翼有明显的升/阻(L/D)优势。但随着机翼展弦比的增大,在机翼结构重量控制条件下,机翼成柔性机翼,飞行中机翼的弹性变形量随速压(1/2ρV2)增大而增大,出现了严重的气动/结构耦合的问题。本文阐述了耦合问题的成因和解决途径,为特大展弦比机翼飞机(长航时无人机)的设计提供参考。     

一种实现飞行品质参数实时辨识的实用方法

考虑到辨识算法收敛的可靠性及结果的精度，采用递推最小二乘估计、飞机运动模态连续－离散模型相互转换及递推极大似然估计，实现飞行品质参数的实时辨识。这种方法的优点在于算法的吸收域是全平面的。初值不影响算法的收敛性，能很好地满足实时性要求，同时还保证了结果精度。利用该方法对某型飞机铁鸟台实测数据进行了处理，取得了满意的结果。     

基于广义Kalman估计的机载雷达高精度控制系统

 研究了在某型现役机载雷达系统中, 采用广义Kalman 滤波器方法来预估目标机的俯仰角和方位角,产生跟踪目标用的雷达天线驱动信号, 替代传统的速率陀螺测量元件来补偿本机机动所造成的扰动的方法,同时对探测信号本身所具有的延迟起到了补偿作用。对目标的运动采用直角坐标系中的Singer 模型描述, 而对测量信号则是应用极坐标系中的描述, 采用广义Kalman 滤波器来完成估计, 即在每一步的估计和控制中对计算测量方程进行线性化结果, 实现两种坐标系的转换。通过应用Matlab/ Simulink 软件对整个系统的建模、设计及仿真研究, 得到了满意的结果。     

新一代因特网协议IPv6的研究与分析

阐述了从IPv4向IPv6升级的原因及IPv6新的特点。给出了IPv6的地址模型、已分配地址、IPv6分组格式 ,讨论了从IPv4向IPv6过渡的四种方法。     

具有多输入和扰动作用的非线性系统的前馈/反馈线性化

 研究了具有多输入和扰动作用的非线性系统的线性化问题。对这类非线性系统,利用非线性前馈和反馈的方法,对状态空间坐标和控制输入空间坐标的变换,从而获得与之等价的可控准线性系统:z=Az+Bv+ρ(z)d。讨论了这类非线性系统前馈/反馈线性化的具体步骤,并给出了一个算例。     

LabWindows／CVI在某型飞机地面检测系统软件开发中的应用

在基于虚拟仪器架构的VXI总线硬件平台上,利用LabWindows/CVI集成化开发环境,实现了某型飞机地面检测系统软件的开发.实践证明,这种开发方式保证了检测软件功能和可靠性要求,同时易于使用和维护.     

基于LQG/LTR方法的鲁棒飞行控制系统设计

针对飞行控制系统设计中存在的建模误差以及实际飞行中外界干扰的影响,采用LQG/LTR鲁棒控制方法完成了某型攻击机横航向控制设计,解决了在飞机模型不确定性、随机干扰下控制系统可能出现的不稳定和控制精度不够的问题。系统仿真结果表明,控制系统实现了横航向指令的精确跟踪,不但具有良好的鲁棒性,而且调节性能良好,满足飞机横航向控制的要求。     

变体飞行器结构振动特性研究

作为变体飞行器方案之一的折叠翼能使机翼面积发生200%的改变,在飞行中机翼面积发生如此大的变化,会使飞行器的动力学特性复杂化.所以对机翼动力学特性有个清晰的了解是很必要的.在本文中,首先用MSC/PATRAN建立了折叠翼的有限元模型,然后用NASTRAN求解出折叠翼在各折叠角下的主要振动模态.在此基础上对各折叠角下铰链刚度对动力学特性的影响进行了研究.我们发现这种结构上的革新使得机翼动力学特性与固定翼飞机有很大不同.尤其是铰链的存在造成了刚度分布的变化,这使得机翼扭转的动力特性发生了很大变化.