基于粗糙集和BP神经网络的飞航导弹备件消耗规律预测

结合BP神经网络对飞航导弹备件进行消耗预测,提出了基于粗糙集和BP神经网络的预测法。该方法充分发挥了粗糙集在处理冗余数据上的优势,提高了预测速度和有效性。     

航空发动机过渡态最优控制规律设计的新方法

针对航空发动机过渡态最优控制规律的设计问题,提出了一种新的方法——动态稳定法:在发动机动态特性计算模型的基础上,通过额外提取其中所有的状态量变化率,使其共同工作方程组的偏差趋于0,从而让过渡态仿真稳定下来,此时的稳态参数值即为对应过渡态工作点的各项参数;然后分别根据指定的物理约束条件,通过简单的静态迭代优化即可直接建立相应的控制规律;最后将这些控制规律通过取大/小的方式进行合并,从而获得所需过渡态最优控制规律.以某型涡扇发动机最优加速控制规律的改进设计为例,结果表明该方法具有设计精度高、实现简单以及快速直观等优点.      

空空导弹高抛弹道作战效能研究

为增加空空导弹的射程,设计了采用奇异摄动中制导律实现导弹迅速爬升并在最优高度上巡航的高抛弹道。建立了四种目标机动模型,通过弹道仿真,将奇异摄动中制导与弹道形成最优中制导进行对比,得到不同初始高度两种制导方式的最远初始攻击距离,分析了初始高度对高抛弹道性能的影响。仿真结果表明,所设计的高抛弹道能有效地增加空空导弹的攻击距离,进而提高导弹的作战效能。     

带多约束条件的次最优中制导律设计

针对使用捷联式导引头的制导弹药,设计了次最优中制导律,以满足卫星制导与激光制导两种模式的交接要求。由于涉及到时变系统的解析求解,一般情况下,带多约束条件最优制导律的设计非常困难。利用以下的方法来解决这一问题：首先根据最优控制理论确定次最优中制导律的结构框架,然后根据该框架反向推导出变参数的合理常数替代值。利用设计的次最优中制导律,在交接段,导引头量测视线偏差角远小于视场角,并考虑了控制能量和落地时脱靶量等方面的约束要求,具有非常简单的形式,仅较比例导引律多出一项,减少了制导指令计算对弹载计算资源的占用。     

红外地球敏感器辐射强度在轨数据分析

为了给在轨卫星红外地球敏感器性能评估提供更多参考依据,通过对某颗长期在轨正常运行卫星所配置的红外地球敏感器辐射强度数据进行统计分析,给出辐射强度短期、中期和长期的变化规律,并分析造成这种变化的内在机理.分析结果表明,辐射强度短期与星下点纬度相关且呈周期变化;中期与季节相关且呈周期变化;长期主要与红外地球敏感器自身特性相关呈逐渐衰减趋势.该结果可以作为在轨红外辐射强度判读的依据.     

拦截机动目标的运动伪装制导律

设计了一种基于运动伪装策略的拦截制导律。首先根据弹目相对位置关系得出双二阶动力学模型,依据运动伪装策略的运动特性给出导弹拦截目标的条件。然后利用此条件并结合弹目相对运动关系推导三维空间下的制导律。在推导过程中发现,原来的三维制导律设计可以简化为二维平面内设计,从而降低了设计难度。通过加入对目标机动的估计,给出一种适用于三维空间拦截的二维导引律。最后对该制导律进行仿真校验,并与纯比例导引律进行仿真对比,仿真结果表明所设计的制导律满足制导精度的需求。     

空气系统双腔模型的压力动态特性分析

当发动机突然加速或发生突发失效时,空气系统在短时间内由容腔效应和管道流体惯性所形成的压力波动将对某些空气系统零部件产生负面影响。在经过验证的模块化瞬态空气系统仿真程序的基础上,分析了双腔模型的管道不同部位和容腔的压力变化。重点考虑了关键元件的尺寸对压力变化的影响规律。结果表明,此瞬变过程中出现的压力波动与空气系统的几何结构尺寸密切相关。此模型分析方法可以作为研究整机空气系统瞬变过程的基础。     

带攻击角度约束的自适应终端滑模导引律

针对某些导弹在对目标进行打击时需要满足零脱靶量和攻击角度约束的要求,首先基于终端滑模控制和有限时间控制理论,改进了一种快速收敛的非奇异终端滑模函数,用于设计滑模面,结合自适应指数趋近律,提出了一种自适应非奇异终端滑模控制方法,解决了传统终端滑模控制中存在的奇异问题,并使状态变量在有限时间内快速收敛到平衡点。然后将所提方法用于导引律的设计,提出了一种带攻击角度约束的自适应非奇异和有限时间收敛导引律,实现了导弹对脱靶量和攻击角度约束的要求;采用有限时间控制理论对该导引律的收敛特性进行了分析,证明了制导系统状态的全局有限时间快速收敛特性。与传统的非奇异终端滑模导引律相比,本文所提导引律能够在更短的时间内以更小的脱靶量和更高精度的攻击角度对目标实施打击。最后进行了大量的对比仿真实验,仿真结果验证了所提导引律的有效性。      

小型涡扇发动机燃油控制规律

以小型涡扇发动机DGEN380燃油控制规律为研究目标,使用解析法基于MATLAB平台建立其整机部件级稳态及动态数学模型并进行仿真计算。在旋转部件建模过程中使用工具获取特性数据,并绘制可以即时显示当前工作点/线的部件特性图;在稳态仿真时使用Newton-Raphson法和遗传算法2种方法求解发动机工作方程组,并对二者进行评估对比,针对遗传算法在发动机模型求解过程中的局限性对一般基础模型进行优化改进;在动态仿真时,采用欧拉法计算微分项。基于模型分析发动机燃油控制规律,并以发动机高度特性为例进行仿真计算。试验结果表明:Newton-Raphson法具有高精度和高速度,改进模型后遗传算法具有更好的适应性,模型及燃油控制规律的仿真结果较好地符合试验数据和理论趋势,对比误差小于3%。      

顺轨拦截模式剩余飞行时间估计方法

匹配顺轨和逆轨拦截模式的估计方法是精确计算剩余飞行时间(TGO)的必要条件,适用于逆轨拦截模式的TGO估计方法并不适于顺轨拦截模式。为此,针对顺轨拦截模式,分别提出了拦截机动/非机动目标的TGO估计方法。通过对线性制导方程的变形求解出了拦截弹的飞行弧长,并根据预测的碰撞点位置求得了TGO估计的解析式。该求解方法通用性强,适用于弹道成型制导律的TGO估计。以负比例(RPN)和扩展RPN(ARPN)为制导框架,与经典方法进行对比,所提出的TGO估计方法精确度高,能够有效提高导弹的制导性能。