为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。数值模拟结果与实验数据及Kays湍流普朗特数模型的对比表明:对高超声速复杂流动,湍流普朗特数应进行修正,提出的经湍流非平衡参数修正的湍流普朗特数修正模型与原模型及Kays模型相比,给出的壁面压强、壁面热流更精确,壁面最大热流相对误差小于6%。
GNSS/SINS(全球卫星导航/捷联惯性导航)组合导航系统的最优卡尔曼滤波需要满足测量值为高斯分布的假设条件,否则将会导致滤波精度下降甚至发散。鲁棒滤波是解决上述问题的有效方法,但在提高滤波精度方面存在一定的局限性。为了解决该问题,基于马氏距离和牛顿迭代法提出了一种改进的鲁棒滤波方法。首先,根据马氏距离判断测量值是否存在异常;然后,根据牛顿迭代法引入一个比例因子以对测量噪声协方差矩阵进行优化与调整,进而较精确地调整测量值与系统模型信息在滤波过程中的比重;最后,基于最优卡尔曼滤波(KF)、传统鲁棒卡尔曼滤波(RKF)及文中提出的改进鲁棒卡尔曼滤波(IRKF)对GNSS/SINS组合导航系统进行仿真分析及性能对比。实验结果表明,相对于KF,IRKF可提高位置及速度精度分别为14.1%及13.8%,相对于RKF,IRKF可提高位置及速度精度分别为8.1%及7.7%。
针对终端角度约束制导问题,提出了一种采用部分状态反馈的固定时间收敛角度约束制导律。首先,基于一致精确鲁棒微分器(uniform robust exact differentiator, URED)算法,设计了固定时间状态观测器来估计不可测的系统状态。然后,基于固定时间稳定理论,设计了固定时间收敛的积分滑模面,并设计了固定时间制导律保证滑模面及制导误差的固定时间收敛。相比于传统有限时间制导律,文中所设计的固定时间制导律的收敛时间上界不受初始制导误差影响,因此可以在各类初始条件下都能保证快速收敛性能。同时,所设计的方法只需部分状态进行反馈,可以有效简化制导系统的硬件组成。最后,仿真结果表明,在各类初始制导误差及部分状态反馈条件下,所提出的方法都能取得良好的收敛速度与制导精度。
为了研究径向压缩下电缆的力学行为,以飞行器舱体连接电缆为研究对象,基于接触理论建立电缆接触模型以描述内部导线间的接触和摩擦行为,采用数值试验模拟径向压缩过程并开展试验验证。结果表明:连接电缆在径向挤压作用下截面由圆形变形为蝴蝶型,处于蝴蝶型最窄处的内部导线出现最大应力;电缆初始位置对蝴蝶形状与导线应力都有较大影响。结合验证试验确定了径向载荷下电缆最危险工况。研究结果可为电缆损伤监测与判断提供理论参考。
针对现有动态场景图像去运动模糊算法难以有效复原非均匀复合运动模糊的问题,通过引入相机曝光轨迹来表示模糊图像中包含的运动信息,并据此提出了一种新的运动偏移估计框架,用于对潜在清晰图像在多个离散时间点的像素运动偏移进行建模。结合估计出的运动偏移信息,提出了一种融合像素运动偏移信息的多尺度单幅图像去模糊网络框架。该框架通过可变形卷积在解码阶段对运动偏移信息进行融合,给定每一像素点不同的运动约束。经过网络的多尺度编解码结构,得到每一尺度上每一像素点的预测值,实现了端对端的模糊图像复原。在GoPro和HIDE数据集上的实验结果表明,该算法能有效改善图像质量,峰值信噪比平均提升1.9 dB,结构相似度平均提升0.03。
针对平台式图像导引头实际应用中的隔离度寄生回路问题,基于新型过载驾驶仪开展了滚转弹锥形运动的动态稳定性研究。根据滚转弹体的线性动力学模型,引入加速度反馈增稳的新型过载驾驶仪,构建了考虑平台图像导引头隔离度寄生回路的滚转弹体制导系统模型,推导了新型过载驾驶仪滚转弹制导系统的动态稳定性条件。分析了隔离度、舵机总延迟角等重要参数对包含隔离度寄生回路的滚转弹体动态稳定域的影响。研究表明:滚转效应、寄生效应与控制指令延迟是导致驾驶仪参数设计稳定域减小的主要因素,制导系统设计参数应远离稳定性边界从而提升锥形运动稳定性。
为提高多拦截器拦截对抗场景下的目标分配效能,对多拦截器目标分配算法展开研究。首先提出了目标分配问题的离散优化模型,其次设计了一种改进粒子群优化算法,引入变邻域搜索算法解决传统粒子群优化算法容易陷入局部收敛的问题,设计目标分配矩阵以及适应度函数模型解决带约束离散优化问题,同时避免了编解码算法造成的精度损失;再次设计局部跳出算法的启动准则,提高了算法的效率;最后仿真分析表明:改进粒子群优化算法相对传统算法分配效能可提高9.4%,且收敛结果与全局最优偏差不超过0.1%。
基于弹载图像自寻的经典目标跟踪方法依靠传统特征提取方法通常只能提取到有限的特征,表征能力不足,算法易受弹载图像中目标尺度变化、相似目标以及复杂背景等因素干扰而导致跟踪失效。由于Transformer凭借强大的全局建模能力被广泛应用于目标跟踪领域。结合弹载图像仿真实验平台提出基于弹载图像的Transformer目标跟踪算法,算法由特征提取、特征融合以及预测头三部分组成。首先,在特征提取部分分别使用Swin-Transformer网络的前三层对输入的初始模板和搜索区域提取深度特征。其次,为了充分利用初始模板信息,借助交叉注意力模块对提取的特征进行特征增强处理。然后,将提取后的特征进行拼接并送入编码器、解码器模块进行特征的融合。最后,输出的特征经过回归和分类头进行目标定位。算法在弹载图像数据集上进行实验,跟踪成功率达到73.87%,跟踪速度达到56.79 帧/s。相较于经典的KCF算法,文中算法充分利用Transformer注意力机制的特性在跟踪成功率以及精度上提高了18.01%和23.14%,大幅提升算法的鲁棒性。
零维内弹道分析计算简便、高效,是一种常用的内弹道性能分析方法,但其常采用将喉径变化视为线性烧蚀的方法对喉部面积进行简化处理,而大量的试验表明喉径烧蚀并非线性,喉衬烧蚀主要发生在发动机工作的中后期。为此,文中提出了一种基于遗传算法和LSTM神经网络的内弹道性能预示方法,首先利用遗传算法和零维内弹道计算方程,从试验所得的压强数据中对喉径变化曲线进行辨识;然后利用LSTM神经网络建立喉径变化预示模型,实现对发动机喉径变化曲线的预示,并以此为基础对工作段内弹道性能进行预示;最后以实际案例对该方法进行验证,预示曲线与实际曲线的均方误差为0.118 MPa,相对误差为1.35%,结果表明该方法可以较为准确的预示固体火箭发动机的压强变化曲线。
针对弹用涡轮发动机转子系统特殊的结构及工作特性,从相对运动角度推导了机动飞行转子动力学方程,分析了不同的机动飞行带来的附加载荷,采用有限元方法计算分析了横滚机动和常规机动对转子系统动力特性的影响。结果表明,在现有国军标规定的载荷大小情况下,横滚机动对转子动力特性几乎没有影响,而常规机动会造成与转子工作转速时稳态响应相当的盘心偏移,增大了转子发生碰磨的可能性。
电子吊舱内部设备散热问题一直是吊舱设计的关键问题之一。文中根据飞机包线选取不同高度和速度下的典型状态,通过简化吊舱及冷却系统建立网格模型,计算不同状态下吊舱内外场气动特性,得到相应状态的流场数据;将流场数据导入热力学计算模型,获得不同状态下吊舱内部芯片安装板的温度场,进而分析吊舱内部散热性能。结果表明:吊舱高空飞行较低空飞行散热效果更好,低速飞行相比高速飞行散热效果更好;通风道内各芯片板之间温差不大,温度最高为321 K,满足内部电子设备散热要求,散热性能良好。
针对未来战场样式形态的不确定性和机动性,机场的快速部署需求日益迫切,机动导航保障能力的高低直接影响和制约航空兵快速、机动的作战能力。文中针对机动导航保障能力评估的“小数据”“贫信息”不确定性特点,综合考虑机动部署条件下装备、环境影响因素及导航保障人员能力要求,建立了机动导航保障能力评估指标体系,提出了基于改进的灰色层次分析法的机动导航保障评估方法,构建了评估模型,为降低主观因素影响,从专家评分数据着手,应用3标度构造判断矩阵,将定性指标与定量指标区分细化构建评估样本矩阵。最后,实例结果表明,采用改进的3标度灰色层次分析法,判断矩阵的构建不需要一致性检验,评估计算步骤简化的同时,克服了评估中外界影响因素的复杂性、主观判断的模糊性和人为打分的随机性影响。
通过理论分析和实验测试对温度循环条件下机载导弹光电导引头低温结雾现象形成机理进行了研究,阐明了密封结构在温度循环过程中的呼吸作用是导致导引头内部结雾现象的主要原因,进一步推导了交变温度条件下密封结构通过呼吸作用引入水汽含量与结构泄漏率的关系,表明呼吸作用引入水汽含量与产品泄漏率成指数级正相关,泄漏率越高,单次呼吸作用引入水汽含量越高,越容易产生结雾现象;当泄漏率低于1×10-6 Pa·m3/s时,能够有效降低温度循环过程中的呼吸作用导致的气体交换速度,将温度循环筛选中气体交换总量控制在可接受的范围内;并针对不同泄漏率产品产生结雾现象所需温度循环次数进行了实验验证。
为提高无人机群在未知环境中的区域搜索效率,提出一种多无人机协同区域搜索策略。首先,根据区域搜索任务需求,建立包含区域覆盖率、区域不确定度、目标存在概率三种属性的区域信息地图;其次,以最大化搜索效率、同时最小化无人机搜索过程中的能耗为目标,建立无人机区域搜索滚动时域优化目标函数,指导无人机在线决策搜索路线;然后针对传统群智能优化算法易陷入局部最优的缺陷,设计差分进化粒子群混合算法在线求解该多目标优化问题,提高算法的寻优性能,从而提高无人机的搜索效率。最后,通过数值仿真实验,对所提算法进行验证,仿真结果表明,文中设计的基于差分进化粒子群混合算法的多无人机协同区域搜索策略与传统的群智能优化算法相比具有更高的区域搜索效率。
针对巡飞弹航迹跟踪问题,基于L1制导律,提出了一种巡飞弹航迹跟踪方法。首先,将航迹跟踪分为圆航迹跟踪和直线航迹跟踪,分别针对初始位置与理论航迹的几何关系,推导了不同状态下前置角的表达式;然后,提出了圆航迹和直线航迹跟踪策略,确保巡飞弹无超调的沿着理论航迹飞行;最后,通过仿真验证,提出的制导策略对圆形航迹与多边形航迹具有良好的跟踪效果,L1训导律比PD控制收敛更快,稳态误差更小。
