一种利用信号幅度信息的光学传感器像平面GM-PHD滤波算法

针对光学传感器像平面多目标跟踪应用,基于有限集统计学理论(Finite Set Statistics, FISST)提出一种利用信号幅度信息的高斯混合概率假设密度(Gaussian Mixture-Probability Hypothesis Density, GM-PHD)滤波算法。该算法通过建立信号幅度似然函数将幅度信息引入到PHD的递推公式中,首先根据光学传感器的特点对输出的信号幅度进行建模,然后分别计算来源于目标和杂波的信号幅度似然函数,在目标信噪比未知的情况下给出一种替代计算方法,最后采用高斯混合方式实现该算法。仿真结果表明,本文提出的算法相比仅利用量测位置信息的PHD滤波器能够显著提高多目标跟踪性能和计算效率,而且在目标信噪比未知时同样具有稳定的性能。     

基于狄里克莱过程混合高斯模型的信号分选

提出了一种基于狄里克莱(Dirichlet)过程混合高斯模型的雷达辐射源信号分选方法。通过将Dirichlet过程与高斯模型相结合,得到的Dirichlet过程混合高斯模型可以自动学习混合高斯分量的数目。将该模型应用于雷达辐射源信号分选,可以自动确定电磁环境中雷达辐射源的数目。仿真实验结果证实了该方法在雷达辐射源信号分选中的有效性。     

全弹复杂电磁环境试验系统构建设想

分析了全弹电子装备适应性测试对复杂电磁环境构建的需求,讨论了不同复杂电磁环境构建方法的优缺点。根据工程经验,提出了构建全弹复杂电磁环境试验系统的总体思路,对进一步开展复杂电磁环境下的装备试验、训练和相关研究具有一定意义。     

凹腔前后缘圆弧对流场干扰的数值研究

基于两方程k-ωSST模型,对不同半径前后缘圆弧凹腔构型的超声速流场进行了二维仿真,获得了相应的流场特征参数。结果表明,与直角前后缘相比,采用圆弧构型时凹腔后壁的激波得到增强;随着圆弧半径的增加,凹腔内部的速度有所增大,而温度、涡量则呈递减趋势,从稳焰、助燃的角度看,后壁上端压力增大可以促进质量交换,同时降低回流区温度。综合考虑凹腔的稳焰和助燃作用,提出了一个适当的圆弧半径范围。     

基于统计学的旋转火箭发动机喷管热结构分析

以某型号固体火箭发动机喷管为研究对象,基于统计学聚类分析方法,研究了该型号喷管内流场、温度场及应力场对旋转的响应。采用流动-传热-热结构的顺序耦合方法,得到了各转速条件下的稳态流场及瞬态温度场、应力场情况。将流场、温度场、应力场原始数据标准化并构造关系矩阵,再通过聚类分析,将结果分别划分为类间差异明显的5类。由于喷管结构与旋转的耦合作用,流场与温度场及应力场聚类分析结果均存在差异。温度场与应力场聚类分析结果一致,说明旋转产生的离心力对喷管应力情况影响不大,热应力仍是该型喷管应力的主要来源。分别研究各类别中任意工况的应力情况,可得到不同战术指标下喷管热应力特征,提高了该型号喷管设计水平。该分析方法得到了统一的变化规律,可有效降低实验成本。另外,对于具有旋转特征的发动机喷管工作过程中的故障诊断、失效行为等的预示有指导意义。     

火箭发动机双向摇摆机构运动学研究

从并联机构的角度精确求解发动机双向摇摆机构运动学。用矢量法列出了双摇摆机构的运动约束方程,由半角公式及Sylvester消元法得到了发动机摆角的一元16次方程,求解并筛选获得了发动机摇摆机构的运动学正解,并推导出运动学反解的解析表达式。SimMechanics建模仿真证明了计算结果的正确性。用该法分析了现发动机姿态角近似计算方法的误差。研究对火箭姿态控制算法有一定的参考价值。     

旋转受照状态下天线温度场仿真分析

在进行星表天线地面真空热环境试验过程中,传统的红外加热设备会造成测量光路遮挡、降温速率减慢等影响。为提高试验准确性,提出了基于天线旋转受照的真空热试验方法。利用虚拟热试验平台对旋转受照状态下天线温度场进行仿真分析,得到天线温度场的分布与变化,并与试验数据对比,验证了仿真建模的准确性和试验方法的可行性。     

远程高压大流量减压阀的研制

研制一种远程、先导式高压大流量减压阀;介绍了该减压阀特点,建立了减压阀数学模型,利用Matlab进行该减压阀动力学仿真,研究各个参数对减压阀性能的影响.根据仿真结果,加工了一台实物产品.搭建了减压阀性能测试试验台,分析了压力、流量特性,并和仿真做了比较.结果表明:仿真和试验符合的比较好,说明仿真对减压阀的研制与分析具有指导作用.该减压阀使用方便,安全、可靠,已经用于数个试验中.     

基于Modelica的载人航天器环热控系统建模仿真

为了给载人航天器乘员营造一个良好的生活工作环境,需要将众多空气环境参数控制在指标范围内。文章结合载人航天器专业知识,基于Modelica统一建模语言建立了一种载人航天器环热控系统仿真分析模型;利用该模型仿真分析了温湿度控制风机取不同转速时,载人航天器空气环境参数随乘员代谢水平的变化趋势。结果表明:在其他参数不变的情况下,温湿度控制风机转速越大,空气温度越低,相对湿度越高;乘员代谢水平变化对空气环境参数有显著影响,通过调节系统运行参数可将各空气参数有效控制在指标范围内。舱体温度与氧分压、二氧化碳分压、舱体相对湿度有密切关系且相互影响,不可单独分析。     

运载火箭姿控对迭代制导适应性分析的仿真方法研究

首先给出了迭代制导方法,然后建立了姿态动力学全量数学模型,在考虑弹性振动和液体晃动的情况下,进行了制导与姿控系统的六自由度联合仿真.仿真结果表明,在迭代制导实时优化输出程序角的情况下,姿控系统具有良好的跟踪性能;在制导与姿控子系统相互作用的情况下,能够确保制导程序角的收敛和姿态的稳定.