基于遗传退火算法的电路模拟吸波材料设计

相比传统吸波材料,电路模拟吸波材料可以很好地减小材料厚度、提高吸波性能,其设计通常使用遗传算法进行优化。针对传统遗传算法的诸多不足,对交叉和变异概率进行了改进、引入了模拟退火思想作为子代接受准则并增加了算法终止准则。其中,对交叉和变异概率的改进是最大创新点。改进后的遗传算法只需进化100代即得到最优解,平均反射率为-15.0420,厚度为1.43 mm,均优于传统算法得出的结果。结果表明,改进后的遗传算法具有收敛速率快、不易陷入局部最优解等优点。     

一种实用的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化优化设计方法

发展了一套基于遗传算法优化/Navier-Stokes方程分析的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计方法,提出了一系列保证该方法工程实用性的解决方案,其中包括设计变量模块化、局部优化全机分析、超临界压力分布约束条件等。通过采用适当的计算网格、并行算法及数值方法,使得基于遗传算法优化/Navier-Stakes方程分析设计方法的运算时间在工程上能够接受。运用该设计方法对下单翼运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计开展了单点优化和两点优化,结合二者结果对比验证了该方法的有效性和工程实用性。单点优化得到的机翼压力分布呈现无激波特点,阻力系数随马赫数变化比较剧烈;两点优化得到的机翼压力分布为弱激波形态,阻力随马赫数变化比较缓和,所设计的机翼具有更好的鲁棒性和工程实用性。     

基于强化学习的航空器机场智能静态路径规划

随着人工智能迅速发展以及“智慧机场”的提出,研究人工智能在机场如何有效地辅助机场管制人员,驾驶员指挥航空器在地面滑行具有重要意义。本文提出一种基于强化学习的滑行路径规划方法,构建航空器机场地面强化学习移动模型,并以海口美兰机场为案例采用 Python 内置工具包 Tkinter 进行场面仿真;在此基础上,考虑机场航空器滑行规则,采用 Off-Policy 中 Q-Learning 算法求解贝尔曼方程,实现航空器在 Model-based 环境中进行静态路径规划。结果表明：本文所提方法能够实现停机位到跑道出口智能静态路径规划     

基于UKF的双机协同纯角度目标定位路径规划

针对三维空间双机协同定位问题,在无迹卡尔曼滤波的基础上,提出一种规划双机路径的方法。首先,利用双机探测得到的方位角和俯仰角信息,并结合无迹卡尔曼滤波算法估计目标的状态;在此基础上根据交互信息理论提出指标函数的概念,以指标函数最大为轨迹优化的最优性能指标,将问题转化为求双机控制量的最优解;最后,采用遗传算法求解双机的控制量,得到比较合理的双机飞行路径。仿真结果表明,通过最大化指标函数可以有效地规划双机路径,且具有更高的精度和速度。     

智能方法在惯性系统误差参数辨识中的应用

总结了目前我国提高惯性系统导航精度的技术途径,阐述了国内外惯性系统误差参数辨识方法的研究现状,介绍了当前滤波算法、智能优化算法和人工神经网络方法在惯性系统导航领域的应用情况以及存在的不足。最后,分析了空间飞行器惯性系统误差参数辨识技术的未来研究方向,即智能优化算法和人工神经网络方法等智能方法将在惯性系统误差参数辨识中发挥越来越重要的作用,通过将误差系数标定问题转换为参数辨识问题,采用智能方法在庞大的解空间内实现对惯性系统误差参数的快速辨识。     

基于PSO-ELM的军用飞机维修保障系统效能评估研究

维修保障系统效能评估是军用飞机精细化、规范化管理的一项重要措施,科学的维修保障系统效能评估是精细化保障的基础,是提升战斗力的保证。针对军用飞机的维修保障系统效能评估问题,在总结军用飞机维修保障系统效能评估体系的基础上,提出基于粒子群优化极限学习机算法(PSO-ELM)的维修保障系统效能评估模型;并通过实例进行验证。结果表明:该算法应用于军用飞机维修保障系统的效能评估是可行的,可为军用飞机维修保障效能评估提供借鉴。     

基于LADRC的无人机高精度定高控制

针对复杂气流扰动对无人机（UAV）航迹高度控制的影响,对存在复杂气流扰动下的定高控制策略、控制结构和控制器参数优化展开研究,实现高精度高度控制。基于线性自抗扰控制（LADRC）确定总体控制架构,设计扩张状态观测器（ESO）观测估计纵向高度通道和速度通道中存在的总扰动,在控制中引入扰动补偿,减小扰动对系统输出造成的影响。对UAV在飞行过程中存在的大气紊流扰动或离散突风等风干扰分析其功率谱密度,构造考虑风扰动对高度影响、时域响应特性和稳定裕度的综合目标函数,通过粒子群优化算法得到具有高精度、高抗干扰性能的控制器参数,优化中考虑风干扰的功率谱密度分布,减小了控制器参数设计的保守性。通过与常规比例-积分-微分（PID）控制器控制效果进行对比,说明基于线性自抗扰控制器的纵向高度控制的优异性能。      

大展弦比运输机标模高升力构型设计与评估

介绍了中国航空工业空气动力研究院基于分层策略遗传算法的多段翼型优化设计工具和高升力构型计算评估方法,参照国内外大展弦比运输机指标为FL-9增压风洞设计了高升力构型标模,为检验标模气动性能,在法国ONERA F1风洞进行了一系列风洞试验和采用UNSMB平台进行了数值模拟。结果显示计算结果与试验结果有着较好的一致性,设计方案具有较好的增升效果。     

一种新的捷联惯导系统圆锥误差补偿算法

旋转矢量法应用在捷联惯导系统圆锥误差补偿中,通过增加子样数能有效提高补偿精度,但子样数的增加会增加导航计算机的计算量.由于导航计算机的硬件性能限制,不可能为了获得高精度补偿性能而大幅增加子样数.因此,提出一种在不增加导航计算机负担下能提高圆锥误差补偿精度的新算法,该算法利用已解算出的当前时刻之前2个周期的姿态信息对旋转矢量进行修正,通过理论推导和实例分析比较,在同子样数下,新算法能达到高出传统算法4阶的补偿精度而不多消耗导航计算机资源.      

高精度高动态星模拟器研究

给出了高精度高动态星模拟器系统组成和总体结构, 提出一种基于亚像素显示技术提高动态星模拟器星点位置显示精度从而减小星点几何中心与能量中心位置偏差的新方法. 针对动态星模拟器高动态性要求, 提出一种快速精确检索全天球导航星的新方法, 将已知SAO (Smithsonian Astrophysical Observatory) 星表进行分区, 计算当前姿态四元数并分析航天器视轴所在区域, 对于距离视轴较远区域停止搜索和匹配, 很大程度上缩小了导航星搜索范围, 进而缩短了全天球恒星遍历所需时间. 软件测试结果表明, 此快速检索法可使全天球导航星的选取速度提高近10倍.