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本文介绍了一种捷联姿态算法中的圆锥补偿递归算法。从而可以根据硬件限制和系统指标要求任意选择姿态算法的频率,而计算量变化很少,可以在只对计算能力增加一点要求,而大幅度提高采样频率,从而提高圆锥补偿的精度。 相似文献
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本文着重讨论了MacCormack格式计算头部混合流场时出现的一些问题,当用不同的边界点算法与之配合时对计算稳定性的影响以及格式的稳定性在计算过程中的表现形式,比较了MacCormack格式与其他二阶格式的计算结果,在相同的边界算法的情况下各种格式的效能。本文也提出了一种新的物面边界的算法,其中用了特征概念,但又避免了传统特征线法的迭代过程。 相似文献
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飞机气动外形的优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
本文给出了一种飞机的气动外形优化设计方法。在优化算法方面,采用“可变误差多面体”方法,在气动力计算方面,采用定常势流的格林函数方法,其中零升阻力用工程估算方法求得。文中对优化算法作了一定的改进。实际计算表明,上述算法计算结果合理,能保证足够的精度且通用性好。 相似文献
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沈建渭 《自动驾驶仪与红外技术》1999,(1):17-20,30
本文讨论了一种改进的捷联姿态算法。它利用上一旋转矢量修正周期的陀螺输出角增量,使得在计算量增加不多的情况下,捷联姿态的计算精度大大改进了。提出了一种适用于实时计算的算法,给出了实时叠代形式。最后,在计算机上作了仿真,表明这种改进的算法可增加姿态算法的圆锥性能,具有运算量小,精度高的特点。 相似文献
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为了快速预测发动机冷却通道内碳氢燃料在考虑热裂解时的流动传热特性,基于正癸烷热裂解反应机理,建立了一套模拟正癸烷裂解吸热和超临界压力传热现象的快速算法。采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性,同时对组分输运方程进行简化,简化后只需求解1个组分输运方程。通过与现有的实验和数值结果进行比较,检验了快速算法的计算效率和可靠性。结果表明,快速算法与求解全组分输运方程的算法精度相当,但计算效率提升了约20倍。最后采用该算法对三维矩形截面冷却通道内的超临界压力正癸烷裂解与传热过程进行数值模拟,进一步考察了本文快速算法的计算精度及其工程应用价值。 相似文献
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扩散抛物化(DP)NS方程组的意义及其在计算流体力学中的应用 总被引:5,自引:0,他引:5
本文首先讨论扩散抛物化(DP)NS方程组的早期研究工作:它的提出、数学性质、意义和在CFD中的应用,然后讨论扩散抛物化理论的一些新发展。这些新发展是对NS方程组数值计算进行物理分析的基础上得到的,其中包括NS方程组差分计算时,粘性剪切流对网格间距和格式精度的要求;粘性项只保留剪切项的广义扩散抛物化(GDP)NS方程组,它的性质和应用。由于高Re数流动在NS方程组的差分计算中,网格Re数彼此相差悬殊的特点,产生了计算离散单元守恒方程组的新的算法思路,即离散流体力学(DFD)算法。在DFD算法中需要同时计算三种不同的守恒方程组(Euler,DPNS和NS方程组)。本文讨论了DFD算法中需要同时计算三种不同的守恒方程组(Euler,DPNS和NS方程组)。本文讨论了DFD格式的构造、它的优点和应用。并以超声速绕前后台阶流动为算例,来说明GDPNS方程组的用处和DFD算法的优点。DPNS方程组、GDPNS方程组、DFD算法是高智提出的,对这些问题,他的合作者从理论、算法、数值验证和某些应用又作了系统的研究。 相似文献
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提出了一种软输入软输出LDPC码译码算法,采用欧氏距离作为判决准则,通过对欧式距离信息的反对数和进行迭代处理,实现软输入软输出译码;同时,还提出了该算法的一种简化方法,以降低计算复杂度。本文提出的软输入软输出算法无需接收信号的信噪比和信道状态即可实现译码,并且在性能无明显损失的前提下降低了计算复杂度。仿真结果表明,在性能与和积译码算法性能相近的情况下,计算复杂度比和积译码算法的复杂度下降了约10%。 相似文献
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本文阐述了飞机横—航向耦合的形成机理,研究了气动外形参数变化对滚转-螺旋耦合模态的影响。文中提出对横—航向模态特性进行优化的算法,该算法对飞机的改型和初步设计有一定的参考价值。最后对某歼击机的横—航向模态特性进行了优化计算,计算结果表明,该机在许多状态下的飞行品质得到了提高。 相似文献
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基于多级维纳滤波的双基地MIMO雷达多目标定位方法 总被引:1,自引:1,他引:0
为了降低双基地多输入多输出(MIMO)雷达目标定位过程中的计算复杂度,避免进行占主要计算量的协方差矩阵特征值分解或奇异值分解和二维空间谱的峰值搜索,将多级维纳滤波(MSWF)应用于双基地MIMO雷达多目标定位的研究中。利用MSWF的前向递推原理,得到信号子空间;然后利用ESPRIT算法估计发射角(DOD)和接收角(DOA),且DOD和DOA自动配对,实现了多目标交叉定位。分析了本文算法和ESPRIT算法的计算复杂度,并通过仿真实验及性能分析验证本文算法的有效性。理论分析和实验结果表明:本文算法在保证二维方位角估计性能的基础上,显著地降低了计算复杂度,缩短了运算时间,更加符合MIMO雷达信号实时处理的要求。 相似文献
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基于直接配点法的滑翔轨迹快速优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了基于五次Gauss-Lobatto多项式的直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹优化问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为到达指定地点飞行时间最短,控制变量则为无量纲升力系数和倾侧角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到目标位置约束。然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解。仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性。 相似文献
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针对运载器大气层内的最优轨迹快速规划问题,提出一种将求解最优控制问题的间接法与直接法相结合的混合优化方法。首先,基于最优控制问题的一阶必要条件,将运载器大气层内的三维最优上升问题转化为Hamiltonian两点边值问题;然后,采用直接法中能以较少的节点获得较高求解精度的Gauss伪谱法进行求解,提高算法的求解效率;最后,采用真空解析解初值及密度同伦技术,解决初值猜测与算法收敛困难的问题。仿真结果表明,混合优化算法能够准确、快速地对运载器大气层内的最优上升轨迹问题进行求解,并在计算精度与效率上均优于间接法,可应用于运载器的轨迹在线规划与闭环制导。 相似文献
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提出了一种基于神经元网络的飞行控制系统设计方法 ,该方法设计的神经元飞行控制器具有良好的鲁棒性 ,使飞行器在整个飞行包络内都能保持某种最优的操纵品质。给出的计算机仿真结果显示出神经元网络作为飞行控制器在处理飞行器参数大范围变化的非线性特性方面具有潜在的优良品质 相似文献
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在临近空间机动目标拦截中,拦截器的初始动力段对中制导段乃至末端拦截性能具有重要影响。在模型预测静态规划(MPSP)理论基础上提出了一种初、中制导联合规划制导方法,旨在解决多阶段、快速、最优拦截轨迹规划和制导问题。首先,提出了一种改进的模型预测静态规划方法,该方法不仅可以满足终端约束,还可以生成最优初始状态,并在性能指标中考虑状态变量相关函数。其次,基于等效阻力模型建立了包含动力段与非动力段的两段规划模型,通过采用分段离散以及构建关机点变分关系的方法,避免了内点约束的引入,使MPSP算法可直接求解该两段规划问题。最后,结合提出的MPSP算法以及两段规划模型,实现了终端速度最优的拦截轨迹规划,结合目标预测方法,实现了对机动目标的预测拦截。仿真结果表明,本文方法可提高制导精度和终端速度,且能更好满足对机动目标的拦截需求。 相似文献
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针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。 相似文献
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编队卫星队形重构防碰撞最优轨迹规划 总被引:1,自引:0,他引:1
针对编队卫星队形重构的轨迹规划问题,提出了直接配置混合整数线性规划(DCMILP)方法。首先将卫星编队飞行问题进行简化,整个过程使用线性化描述;继而将三阶Simpson方法扩展至编队卫星的队形重构过程中,将各卫星的状态量和控制量在各节点处离散化;然后根据目标函数及碰撞规避问题等各种约束条件,将整个过程转化为混合整数线性规划问题,从而可以找到该非凸问题的全局最优解。最后,通过对三维和二维两组编队卫星队形重构进行仿真,由结果可以看出,与传统方法相比该方法快速有效,能够满足实时性的要求,使得卫星编队的自主运行成为可能。 相似文献
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提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。 相似文献