GTD散射模型参数解耦估计技术

在步进频率雷达体制下,利用最大似然方法估计GTD模型参数存在着几个问题,对此文章提出了一种新的GTD模型参数解耦估计方法。此算法将模型中的距离参数、幅度参数和几何类型参数分三步独立求解,然后再用最大似然方法对估计结果做进一步修正。最后通过仿真实验验证了该方法的有效性。     

用模态参数和振动试验数据修正动力学环境模型的研究

文章提出了一种利用模态参数和由振动试验数据求得的频响函数来进行模型修正的方法.在已建立的初步动力学模型的基础上,首先用实测的模态参数对解析模型进行修正,然后再用实测的频响函数修正解析模型的动力学参数,以使修正后的动力学模型中的模态参数和加速度频响函数与实际测量值一致.文章给出了这种方法的数学原理和公式,并通过一个数值模拟实例分析并验证了修正后模型的精确性.     

横流转捩模型参数不确定度量化分析与应用研究

为获得横流转捩模型重要参数在不同工况下对转捩结果的定量影响规律并尝试获得更加准确可靠的转捩模型预测结果,开展了基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)方法的横流转捩模型参数不确定度量化分析、参数敏感性分析及其应用研究。不确定度量化分析方面,对基于γ-Re_θt模型的完全当地化横流转捩模型的重要模型参数进行了拉丁超立方抽样,通过有限参数样本的S-K低速平板和无限展长后掠翼的数值计算,运用非嵌入式多项式混沌方法,定量分析了模型参数在不同类型转捩流场中的影响效能。在应用研究方面,以不确定度与参数敏感性定量分析结果为指导,对模型参数进行了横流诱导转捩条件下的筛选与标定,在NLF(2)-0415后掠翼、6:1标准椭球体以及DLR-F4翼身组合体算例中进行了验证,标定后的模型对多个算例的三维边界层横流转捩进行了较好的预测。     

航天器热模型修正技术进展研究

遗传算法和Broyden类的准牛顿法是近年出现的两种航天器热模型修正新技术,目前处于尝试用于工程实践的试探研究阶段。文章对两种方法的算法原理进行了初步调研,并分别分析温度和热模型不确定参数两方面的修正效果。单从温度修正结果来衡量,两种方法均能取得较好效果。但不确定参数的修正效果不佳,两种方法均无法保证不确定参数的精度、甚至只能获得丧失了物理真实性的参数解。在此基础上进一步分析了航天器热模型修正问题的定解性,指出一般情况下实际航天器热模型修正属于欠定解或过定解问题,无法得到精确的参数的反解值。据此提出工程上应成组使用修正获得的参数,并应保持同一参数在修正模型和预示模型中的一致性。最后,初步展望了利用人工神经网络深度学习进行航天器热模型修正的可能性。     

Kevlar层合板超高速撞击数值建模及参数识别

针对Kevlar层合板在超高速撞击条件下的力学特性的复杂性及参数不准确对数值仿真的不利影响,提出一种使用正交各向异性本构模型,Chang-Chang复合材料失效模型和有限元方法对Kevlar层合板的超高速撞击力学特性进行建模并运用连续响应面技术对材料失效模型参数进行识别的方法.然后使用该方法建立了与现有文献中的试验工况相对应的数值模型,并把Kevlar层合板材料失效模型的4个参数作为优化变量,以仿真结果与试验结果的二乘残差最小作为优化目标,使用连续响应面技术建立参数优化模型,由此识别这些参数.结果表明,该建模方法能正确描述Kevlar层合板的超高速撞击力学特性,采用识别后的参数进行仿真计算可以显著提高数值模型的仿真精度.     

月球巡视器太阳电池阵电性能仿真模型参数辨识方法

为使月球巡视器太阳电池阵电性能仿真模型更精确地模拟真实在轨太阳电池阵硬件系统的工作状态,提出对仿真模型进行参数辨识的方法。给出了太阳电池阵电性能仿真模型,分析其输入、输出与初始化参数,说明了利用遗传算法和遥测数据开展参数辨识的可行性。提出仿真模型参数辨识方法的总体思路,即将遥测数据作为激励源,再采用遗传算法开展参数辨识。利用某一时段的遥测数据对仿真模型参数进行辨识,并用其他时段的遥测数据对辨识结果进行验证。结果表明:辨识后的仿真模型输出与对应遥测值的接近程度更高,仿真模型的输出偏差可减小约50%。文章提出的仿真模型参数辨识方法,可使仿真模型在月球巡视器在轨期间的任务规划验证和伴飞任务中提供精准预报。     

一种基于滑动库的多模自适应控制方法

针对系统参数跳变时常规自适应控制闭环系统暂态响应差的问题,论文提出了一种基于滑动库的多模自适应控制方法。该控制器由多个参数已知的固定模型,一个自适应模型和一个滑动模型库构成。固定模型由被控对象在特定环境下的特征模型直接映射获得,其参数和其邻域一起覆盖被控对象的参数集;自适应模型对被控对象进行在线参数辨识,其参数被用来动态更新固定模型库;滑动模型库根据当前的工作点从固定模型库中选择离工作点较近的部分模型参与控制,优化控制模型集,减少计算量。仿真实验的结果表明了该方法的有效性。     

航天器的一种轨道维持方法

采用限制星下点轨迹漂移范围的方式,研究了航天器的轨道维持方法。建立了轨道参数控制的轨道动力学模型,在简化模型的基础上,计算了航天器轨道维持的各种参数。     

点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

合成孔径雷达射频干扰抑制的现状及展望

对合成孔径雷达射频干扰抑制的现状进行总结 ,将射频干扰抑制分为参数化方法和非参数化方法 ,分别讨论了参数化抑制方法中的射频干扰模型、模型参数估计和非参数化抑制方法的两种主要技术途径 ,分析了射频干扰抑制效果的评估方法。最后根据我们的实践和经验提出了合成孔径雷达射频干扰抑制的几项建议     

无人直升机遥测数据异常值的一种检验方法

在对无人直升机遥测数据异常值处理过程中,将外推拟合法和回归模型检验法相结合,保留了它们的优点,避免了其各自的不足。给出分析遥测数据异常值的一种检验方法,讨论此方法在某型无人直升机遥测数据的处理中的应用,并通过实际的试飞数据进行了分析。     

一种基于数据融合的加速度传感器的静态模型辨识方法

通过对现有加速度传感器静态模型参数辨识方法进行分析,指出传统的算术平均值法在实现加速度传感器静态模型参数辨识中存在的缺陷,提出了数据融合方法,并对其进行了讨论。数据融合方法是将来自同一目标的多源数据加以智能化合成,从而产生比单一数据源更精确更完全的估计和判决。通过分析表明,采用数据融合方法进行参数辨识得到的参数的离散度小于传统的算术平均值法所求参数的离散度,使模型参数的精度有明显提高。因此数据融合方法优于传统的算术平均值法,特别适合于加速度传感器静态模型参数的辨识。该方法的提出为控制系统的实时补偿提供了良好的条件。     

运输环境中火箭贮箱强度可靠性仿真

应用蒙特卡罗模拟方法计算运输环境中火箭贮箱强度可靠性，建立了火箭贮箱强度累积损伤模型，采用直接模拟法随机模拟应力和火箭贮箱初始强度来获取火箭贮箱的可靠度，并结合实例进行了仿真验证。该算法为分析随机载荷下火箭可靠性提供了依据。     

吸枪检漏法的原理研究

航天器的单点漏率测试通常采用氦质谱吸枪检漏法,因此,该方法的合理性研究具有重要的工程意义。文章首次建立了吸枪检漏法的数学模型,并通过理论分析得到了被检件的漏率与检漏仪显示值的定量关系。其次,通过大量试验间接证明了该模型的正确性。最后,证明了氦质谱吸枪比对法的理论合理性。结果表明:用吸枪检漏法测单点的漏率具有较好的合理性,所得结论可以为吸枪法检漏的具体实施提供重要的理论依据。     

卡尔曼滤波中动态模型的分级解耦

本文对卡尔曼滤波中动态模型的解耦提一种新的方法，这种方法其实质是把对整个动态模型的并联滤波估计变成对整个动态模型的分级串联滤波估计。这种分解耦的方法即可用于线性动态模型又可用于非线性动态模型。对于阶数很高的非线性动态模型，这种方法对于提高估计精度，减少量和计算时间，更有其优越性。本文利用一个九阶非线性动态模型进行仿真计算。计算结果说明了这种方法的有效性。     

一种基于模型的飞行控制软件可靠性分析方法

将软件可靠性参数估计的方法引入到航天自动控制领域,在探讨了模型可靠性指标选取原则和评价方法的基础上,提出了一种基于飞行控制软件可靠性模型综合分析的方法。     

人控制行为的模糊控制模型的参数辨识方法

在有人参与的控制过程研究中,确定人操作者的模糊控制模型的参数是非常困难而复杂的一步,也是此研究领域的一个重点。这个问题的解决,将对人一机控制系统的研究,分析和设计有着十分重要的意义。 本文根据已知的人的模糊控制模型,提出了一种参数辨识方法,并进行了参数辨识实验。实验结果表明:此辨识方法简单方便、且十分有效而实用。它不仅可以为人的模糊控制模型的研究提供基本数据,而且为参数辨识研究提供了新的途径。     

固体火箭推进剂药柱优化设计方法的进展

根据对有关文献的分析,介绍了模型搜索技术结合简化性能模型的优化设计方法,该方法是以发动机的推力-时间曲线为优化目标进行药柱几何形状的优化设计,简化了设计分析,达到了“速度和精度”的折中要求,大幅度的缩短了设计周期.     

火箭整流罩声振环境缩比特性研究

针对火箭整流罩全尺寸声振环境试验过程中难度大、成本高的问题，通过量纲分析的方法建立了缩比模型的相似准则，研究并获得了缩比模型与原模型之间内部声场、壁面振动加速度的关系，并使用声学有限元方法(FEM)进行了仿真计算。仿真结果表明，缩比模型与原模型场点处声压级相吻合，壁面振动加速度成一定的比例关系，符合缩比准则结果。该方法为火箭整流罩的声振环境预示和试验提供了理论依据。