一种低空声源分布式定位系统及其算法与实验研究

低空声源目标具有较强的隐身性,为了实现对此类目标的定位,构建基于TMS320C6713平台的分布式麦克风阵列低空声源定位系统.麦克风阵列节点以DSP为核心处理器,通过A/D芯片采样麦克风阵列接收到的信号,通过到达时间差(TDOA)计算声源的角度,利用测向交叉法,融合多个节点的角度信息,计算出声源的位置.结果表明:在时延估计精确的情况下,对低空目标具有较好地估计;系统具有较高的精度和稳定性,能够满足对低空声源目标进行定位的实际需求.     

航空发动机T-S分布式系统自适应鲁棒滑模控制

为提高航空发动机非线性不确定分布式控制系统的鲁棒性,考虑参数摄动,外部干扰,随机时延的影响,采用一种基于飞行包线划分的航空发动机T-S模糊模型,进行了鲁棒自适应滑模控制方法的研究。基于鲁棒H∞理论,针对模糊规则的状态空间模型,推导了滑模运动渐进稳定的充分条件,设计具有扰动抑制性能的鲁棒滑模面;基于并行分布补偿技术,采用与T-S模型相同的模糊规则,确定全局模糊滑模控制器设计策略,在此基础上,采用自适应技术估计未知干扰上界,设计了自适应滑模控制器,并证明了系统在控制器作用下的到达性。仿真结果表明该方法能够保证系统渐进稳定,对所考虑的不确定性因素鲁棒性较好,有效削弱了抖振,对不同工作点和干扰条件具有良好的适应性。     

存在数据丢包的航空发动机分布式控制器设计

考虑航空发动机分布式控制系统中丢包问题,开展系统建模和稳定性分析,提出了带输入积分的状态反馈控制器,根据Lyapunov稳定性定理和LMI获得了一定丢包上界下的控制器求解定理。基于该控制器提出某涡扇发动机分布式控制系统丢包增益重构补偿策略,并开展仿真研究。结果表明：基于增益重构的丢包补偿措施,保证了存在数据丢包的发动机分布式控制系统的性能和稳定性。     

基于联邦UKF的多源测控数据融合处理方法

为确保载人航天上升段测控实时外弹道跟踪的精度和可靠性,针对目前测控资源冗余、测量信息利用率低的缺点,结合航天测控的特点提出基于联邦UKF(无迹卡尔曼滤波)的测控数据融合处理方法,并对需要解决的关键技术问题进行了分析。仿真结果表明:采用基于联邦UKF的数据融合方法,外弹道实时跟踪精度提高约30%,解决了弹道优选方法存在阶跳的问题,算法的收敛速度可以满足实时导引的要求。     

攻击角约束的拦截弹制导控制一体化设计

针对拦截弹的攻击角约束制导问题,提出了一种基于反演滑模和扩张状态观测器(ESO)的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先,基于弹目相对运动方程和拦截弹的非线性动力学方程,建立了拦截弹IGC模型,设计了ESO估计目标加速度和自动驾驶仪回路的干扰;在此基础上,基于干扰估计值和反演滑模方法,设计了IGC算法获取虚拟控制力矩,同时基于李雅普诺夫理论分析了闭环系统的稳定性;然后,利用动态控制分配技术将所获取的期望控制力矩分配到实际执行机构;最后,通过仿真结果验证了所设计的IGC+ESO算法的有效性。     

基于联合k/n(G)模型的DIMA系统可靠性建模与分析

针对分布式综合模块化航空电子（DIMA）系统的动态重构特性,分析了动态重构策略及重构过程,构建了面向DIMA系统的联合k/n（G）可靠性模型。以驻留于DIMA系统的综合显示功能为例进行了实验分析,讨论了系统重构过程可靠度与时间变化关系,给出了利用一般k/n（G）可靠性模型建模的可靠度变化曲线,通过对比分析验证了联合k/n（G）模型的适用性和合理性;通过参数敏感性分析,观察不同模块配置参数对系统可靠度的影响,得出相关结论,为提高DIMA系统动态重构过程的可靠性和优化资源配置提供指导。     

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

基于轨迹成型的攻击角度与时间控制

假定所成型的导弹飞行轨迹由圆弧段和直线段构成,直线段经过目标点且满足导弹末端攻击角度的要求,圆弧段起始于导弹初始位置且与直线段相切于待定的点,该点由指定的导弹攻击时间通过迭代算法得到。给出了可行的攻击时间范围。在轨迹成型的基础上,提出一种新的虚拟目标轨迹跟踪控制方法：在圆弧段提出一种前馈加反馈的复合控制方案,在直线段提出一种带角度控制的比例导引方案。该方法是一种几何方法,易于工程实施。仿真结果表明,该方法可以有效地同时对攻击角度与攻击时间进行控制。     

边界层抽吸效应对分布式推进系统气动性能影响数值研究

为探究边界层抽吸（BLI）效应对飞机的气动性能影响,采用基于沿流线体积力模型的飞机/发动机一体化数值模拟方法对某分布式推进系统进行了计算和分析。结果显示,BLI效应主要影响飞机中心体部分及发动机外整流罩的气体流动,对翼身融合体（BWB）的融合段及外翼段的升阻力影响较小。保持飞行条件和飞行攻角不变,飞机的升、阻力系数均随着无量纲化的发动机流量增加而增大,存在最佳无量纲化的发动机流量对应最大升阻比。发动机的安装位置直接影响机身表面的局部超声区和整流罩外的激波分布,布局在机身尾缘处会获得更好的升阻比,最大升阻比对应的无量纲化的发动机流量为0.65。      

多导弹系统协同攻击机动目标分布式制导律

基于增强型比例导引律和分布式网络同步理论,设计了一类攻击机动目标的多导弹系统分布式协同制导律。该制导律由各导弹本地制导律和分布式协同导引策略两部分组成:本地制导律为增强型比例导引律,进一步利用代数图论和非线性系统一致性理论,得到基于邻接个体信息交互的分布式协同制导律,实现多导弹对目标的同时协同攻击;该分布式协同制导律仅需视距内各相邻导弹间互相传输各自的状态信息,算法具有较低的通信代价和较好的可扩展性。最后给出了相关数值仿真算例,仿真结果验证了算法的有效性。