拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。     

天基雷达高速微弱目标的积累检测

本文研究天基雷达高速微弱目标的相干积累检测问题。首先根据回波高阶相位影响包络补偿效果的程度对数据进行分段处理;然后对每个数据段采用速度滤波器组进行划分和Keystone变换补偿包络走动并结合分数阶傅立叶变换估计回波相位历程;最后利用最小二乘方法拟合出目标的运动参数并对目标回波进行长时间相干积累。仿真结果表明本文方法具有良好的高速微弱目标积累检测性能。     

基于整体推断的Bayes方法及其在精度评定中的应用

验前分布的表示及验前信息的融合是Bayes小子样理论应用中的关键问题。 根据同一型号武器试验中不同状态下信息的横向互补特性,提出一种多源信息的整体推断方 法,将Dirichlet分布引入多源信息权重系数的验前信息中,建立基于Bayes网络的权重系数 推断模型,利用MCMC方法更新所有节点信息,得到了合理的权重系数验后分布,解决了多源 信息加权融合中权重系数难以确定的问题。仿真结果表明,该方法可以有效地融合验前分布 ,在精度评定中有一定的应用前景。
     

基于改进SST模型的分离流动数值模拟

对SST湍流模型进行了改进,并通过对典型分离流动进行数值模拟,来检验和提高模型预测分离流动的能力.基于亚声速分离流动,提出了提高雷诺应力的模拟精度和分离流修正的改进方法,并进行了对比研究得出结论;在亚声速分离流动分析结论基础上,采用了可压缩性修正方法,开展了跨声速、超声速和高超声速激波/边界层干扰分离流动的数值模拟研究.结果表明:提高雷诺应力的模拟精度和采用分离流修正明显地提高了SST湍流模型对分离流动的模拟能力;适当地可压缩性修正对超声速和高超声速分离流动的计算精度有改善作用.     

超燃冲压发动机流量匹配的临界流量法

为了使用基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态,用临界流量法建立用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程,并以隔离段出口静压为独立变量,通过牛顿迭代法迭代求解残差方程,模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。结果表明：该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布,并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,可以为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供一定的参考。     

分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层稳定性的影响

采用数值模拟求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法研究了小幅值分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层中扰动演化的影响.用泰勒展开线性化的办法将边界条件取在光滑平板壁面上,来模拟小幅值分布式粗糙度.研究了粗糙度及扰动的不同因素对边界层扰动演化的影响,其中包括粗糙度高度、波长、粗糙度区域的长度及扰动波频率等.研究结果表明:分布式粗糙度通过改变边界层基本流场影响扰动波的幅值演化,一定幅值的分布式粗糙度会使粗糙度区域前的不稳定区向低频移动,使粗糙度区域后的不稳定区向高频移动.从总体效果上看,对于通过粗糙度时,靠近中性曲线下支界相对低频的扰动,粗糙度会抑制其幅值的增长;对于靠近中性曲线上支界相对高频的扰动,粗糙度会促进其幅值的增长.      

几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明：随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。     

H∞控制在飞行/推进综合控制系统中的应用

研究了多变量控制技术应用于飞行/推进一体化控制器的设计问题。对于耦合的飞行子系统和推进子系统,建立了飞行/推进综合模型,分析了对模型输出端乘性不确定性和对跟踪误差性能不确定性的飞行/推进综合多变量反馈控制系统转化为混合灵敏度函数整形问题设计的途径,提出了一种按时间加权的误差平方积分(ITAE)准则选择加权灵敏度函数的方法,应用混合加权灵敏度H∞控制器的设计方法对飞行/推进一体化模型进行了设计,并对所求的最优控制器进行了控制系统性能仿真验证。     

NS方程计算中耦合转捩自动判断的阻力精确计算方法初探

在Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程计算中耦合了流动转捩的自动判断以提高现有求解器预测翼型阻力的准确性.由RANS方程求得翼型表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数,然后使用简化的eN-数据库转捩判断方法分析层流边界层的解得到转捩点的位置,这样随着流场的迭代求解求解器自动判断转捩点的位置.在对NLF0416翼型的气动性能计算中考虑流动转捩的因素后得到的翼型升阻力特性和实验吻合较好,验证了本文方法的正确性.     

激波/平板湍流边界层干扰的数值模拟

采用理性GAO-YONG可压缩湍流模型,模拟了激波/平板湍流边界层干扰现象,结果表明:计算所得到的壁面压力分布、摩阻系数分布和速度型分布均与实验值吻合很好,并且比较准确地预报出了入射斜激波与平板湍流边界层干扰所引起的边界层分离点和再附点等流动特性.由此表明GAO-YONG可压缩湍流模型能够准确地用来模拟激波/平板湍流边界层的干扰流动.