混合重叠网格插值方法的改进及应用

混合重叠网格间合理插值是保证流场计算正确的基础之一。本文针对重叠区网格尺寸匹配度较差时插值误差较大问题,发展了一种新型混合重叠网格插值方法,通过使用二阶精度插值、按单元尺度区分和扩充模板,改善了插值区网格尺寸匹配度较差时的插值精度。本文方法适用于任意单元类型的混合网格重叠,对各类单元处理透明,实现简单。计算结果表明,采用本文方法在网格重叠区流场变量传递正确有效,插值区网格尺寸匹配度较差时,相比原始方法,等值线过渡更为光滑,变量经过插值区耗散更小,计算与试验值符合更好。     

一种基于迭代的多音干扰消除方案

针对正交频分复用技术(OFDM)系统的多音干扰,本文提出先通过增加频域分辨率进行多音干扰识别,再基于迭代运算逐个对多个单音干扰进行参数估计、重构和消除的方案。其中,在多音干扰识别阶段,使用Zoom FFT技术以提高频域分辨率并简化计算复杂度。然而,Zoom FFT后的降采样序列点数不一定满足2的整数次幂,对于单音干扰参数估计,此时可采用经典的基于离散傅里叶变换(DFT)的最大似然参数估计(DFT-MLE),但当采样点数太大时,DFT运算将带来很大的实现复杂度。本文在基于DFT-MLE算法基础上给出一种基于快速傅里叶变换(FFT)的单音参数估计法FFT-MLE,不仅简化了运算复杂度,而且相比DFT-MLE其估计性能有更好的鲁棒性。最后的仿真结果说明了该多音干扰消除方案的有效性。     

自适应引导长度的无人机航迹跟踪方法

为保证无人机安全稳定的飞行,实现高精度的航迹跟踪,基于引导点的非线性制导算法,提出了一种引导长度自适应的航迹跟踪方法。首先建立无人机运动学模型,依此对非线性的制导算法进行理论分析与试验验证,建立无人机飞行速度与引导长度之间的关系。之后引出引导长度自适应的航迹跟踪方法,详细讨论方法的具体实现过程。最后通过各种情况下的仿真对比试验,验证所提出方法的有效性。仿真结果表明,所提出的方法能较精确地跟踪各种复杂航迹,同时在较大的初始偏差和航路点临时切换的情况下能稳定、快速地收敛到期望航迹,更好地满足各种实际飞行任务的需求。     

基于递推更新卡尔曼滤波的磁偶极子目标跟踪

针对磁性目标跟踪问题,以磁偶极子等效场源模型为基础,建立磁性目标跟踪的离散状态空间模型,将磁偶极子目标实时跟踪问题转化为状态空间模型的滤波估值问题。针对磁性目标初始条件难以获得且现有卡尔曼类滤波算法在大初始误差条件下容易出现发散的问题,提出一种递推观测更新的卡尔曼滤波算法,将现有的一步观测更新描述为递推更新过程,等效降低大初始误差带来的大非线性误差。仿真与实测数据测试结果表明,本文算法具有良好的精度和收敛性,能够有效抑制磁偶极子跟踪中由于大初始误差导致的滤波发散,适于实际应用。     

基于自适应算法的Stewart平台微振动低频激励控制研究

针对空间微振动环境模拟的需求,以Stewart平台为对象,研究低频微振动激励控制.传统定增益控制器需要反复调节参数来获取满意的系统输出,同时由于摩擦等因素引起的非线性现象,导致难以在低频段建立精确的系统模型,以上问题均给控制器的设计带来困难.为此,设计一种自适应控制器加传统PID控制器的控制方案,并针对自适应控制器对于非参数不确定性等因素敏感的问题,采用dead-zone技术对自适应律进行修正,以提高控制器的鲁棒性.将此算法应用于Stewart微激励控制系统中,实验结果表明系统平台可以很好的输出单自由度与多自由度低频正弦激励,验证控制器在实际工程中的有效性.     

基于角位移的火控系统旋转变压器改进性设计

通过对旋转变压器角位移测量原理分析,提出了基于粗精通道的改进性方案,利用多模块组合设计,研制出一种新型的角位移测量系统和相应的测量算法。试验表明,改进后的组合测量系统最大误差可控制在±0.01°以内,有效地提高了火控系统角位移测量精度。     

多星测控调度的遗传算法分析

针对多星过站冲突问题,以工程需求为导引,建立了多星测控调度模型,并采用遗传算法对其进行求解.从全局和局部搜索两种策略入手,以可用可见弧段为对象,设计了"全弧段"编码和基于协同进化的编码两种编码方式,给出了对应算法的实现流程和遗传操作算子,对两种编码方式的求解效率进行了分析.通过仿真对两种编码的求解质量与时间开销性能作了验证,由此得出了两种编码和对应搜索策略的适用范围.据此开发的系统已成功应用于航天顶层设计的辅助决策.     

航天器编队飞行多目标姿态跟踪终端滑模控制

研究航天器编队飞行多目标姿态跟踪控制问题.为避免姿态大范围跟踪可能出现的奇点,采用欧拉参数描述航天器姿态.基于终端滑模技术,设计多目标姿态跟踪终端滑模控制器,并应用Lyapunov稳定性理论和扩展的Lyapunov有限时间稳定性理论证明控制系统稳定性和有限时间收敛性.该控制器参数方便调整,易于实现.由于没有对复杂多体航天器动力学进行线性化处理,从而保证了姿态跟踪控制精度.仿真结果表明,存在惯量参数摄动和外部干扰力矩的情况下,所设计的多目标姿态跟踪控制器具有良好鲁棒性和优越的跟踪性能.     

拦截器点火冲击模拟试验技术研究

介绍了拦载器的点火冲击地面模拟技术研究。通过梯形波冲击和波形复现试验模拟,测量出了导引头和惯组的角速率差别,并通过控制轨控力的方式获得了角速率频响函数,为结构修改和制导控制系统改进提供了重要依据。