变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析 被引量：7

1

作者 杨贯通 唐胜景 +1 位作者 赵林东 郭杰 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期102-107,共6页

飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解... 飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。 展开更多

关键词 应用力学 无人机 变后掠变展长 动力学建模 动态响应

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平面两自由度变形机翼的动力学建模与控制 被引量：1

2

作者 史榕颀 宋建梅 张明亮 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期1194-1201,共8页

研究一种两自由度平面变形机翼的动力学建模与控制问题。采用分析力学Lagrange方法建立了变形机翼多刚体动力学模型,模型考虑了机翼前缘所受到的空气动力载荷和外部弹性蒙皮等因素。由于变形机翼是一个强耦合、冗余驱动的非线性多输入... 研究一种两自由度平面变形机翼的动力学建模与控制问题。采用分析力学Lagrange方法建立了变形机翼多刚体动力学模型,模型考虑了机翼前缘所受到的空气动力载荷和外部弹性蒙皮等因素。由于变形机翼是一个强耦合、冗余驱动的非线性多输入多输出系统,采用伪逆法设计冗余驱动系统的控制分配器,采用动态逆方法实现系统精确线性化及两自由度的解耦控制,并与传统PID方法相结合构成了冗余驱动变形机翼的控制系统。通过ADAMS动力学仿真,对所建立的动力学方程进行了模型验证,并通过Matlab控制系统仿真,测试了系统的控制性能。研究结果表明,将Lagrange方法、伪逆法、动态逆控制、传统PID方法相结合可以有效解决平面两自由度冗余驱动变形机翼的动力学与控制的基本问题。 展开更多

关键词 自动控制技术 变形机翼 LAGRANGE方程 冗余驱动 伪逆法 动态逆

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助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标近似优化

3

作者 翟艺云 龙腾 +2 位作者 刘震宇 史人赫 叶年辉 《上海航天（中英文）》 CSCD 2024年第3期110-120,共11页

针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建... 针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建立了以起飞质量最小、射程最大为优化目标的弹道方案多目标优化模型。在弹道建模中,基于牛顿迭代法建立助推段弹道模型,基于伪谱法建立最优变体再入滑翔段弹道模型。此外,提出了基于差分进化的多目标近似约束优化方法(MACO-DE),实现助推滑翔变体飞行器弹道方案优化。对比初始方案,在射程不变情况下,起飞质量至多降低3.81%,在起飞质量不变情况下,射程至多提升6.62%,从而验证了全程弹道模型的合理性与MACO-DE方法的有效性。 展开更多

关键词 助推滑翔变体飞行器 全程弹道 弹道优化 多目标优化 近似优化

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自适应学习率的增量强化学习飞行控制 被引量：9

4

作者 刘俊辉 单家元 +1 位作者 荣吉利 郑雄 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期111-121,共11页

针对预先设定学习率的增量强化学习(IRL)飞行控制律失败率较高,并且无法适应飞行器大范围动力学特性变化下的稳定控制问题,提出一种自适应学习率的增量强化学习(ALRIRL)控制方法。首先,基于小波分析方法构造控制系统稳定度评价函数,用... 针对预先设定学习率的增量强化学习(IRL)飞行控制律失败率较高,并且无法适应飞行器大范围动力学特性变化下的稳定控制问题,提出一种自适应学习率的增量强化学习(ALRIRL)控制方法。首先,基于小波分析方法构造控制系统稳定度评价函数,用于评估控制器稳定度。然后,基于梯度下降法设计学习率在线迭代计算方法,以提升强化学习控制器的收敛性。最后,通过随机初始状态及随机动压变化下蒙特卡洛打靶试验和数学仿真来验证ALRIRL算法,仿真结果表明提出的方法能够根据参考状态跟踪误差振荡情况自适应调整学习率参数,实现飞行姿态稳定跟踪控制,提高强化学习飞行控制器的成功率。该方法减轻了IRL飞行控制算法对预先设定学习率超参数的依赖,拓宽了IRL在飞行器大范围动力学参数变化情况下的应用。 展开更多

关键词 自适应学习率 小波分析 飞行控制 增量强化学习

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动力陀螺式导引头跟踪能力分析 被引量：11

5

作者 刘俊辉 单家元 刘永善 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2013年第8期2209-2215,共7页

动力陀螺式导引头(下文中简称导引头)的跟踪能力是影响制导精度的主要因素之一。为分析导引头跟踪能力,定义了导引头跟踪能力性能指标。通过建立导引头的耦合动力学模型,对稳像及跟踪能力的传递函数及动力学模型稳定性进行解析和频域分... 动力陀螺式导引头(下文中简称导引头)的跟踪能力是影响制导精度的主要因素之一。为分析导引头跟踪能力,定义了导引头跟踪能力性能指标。通过建立导引头的耦合动力学模型,对稳像及跟踪能力的传递函数及动力学模型稳定性进行解析和频域分析。从动力学稳定性的角度得出了限制导引头跟踪能力的根本原因。通过对比导引头半实物仿真与数学仿真结果,验证了动力学模型的精确性。为减小稳态失调角,提高导引头的跟踪能力,提出了PI校正,仿真分析发现通过调整比例积分系数可以达到减小失调角并且不降低其他性能指标的目的。进一步探讨了在导引头失调角为0时目标视线角速度信息的提取方法。此文可以为导引头动力学及控制系统设计提供指导。 展开更多

关键词 动力陀螺式导引头 稳定性 跟踪能力 PI校正

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航天器编队姿态与轨道耦合协同控制器设计 被引量：4

6

作者 张翀 王彦恺 《新型工业化》 2014年第8期30-36,共7页

针对伴随航天器对参考航天器绕飞的模型,考虑航天器编队飞行相对姿态与相对轨道之间的耦合关系,建立了姿轨耦合六自由度非线性动力学模型,针对空间摄动和多种干扰力矩以及模型不确定性因素的影响,利用幂次趋近律滑模变结构控制方法,设... 针对伴随航天器对参考航天器绕飞的模型,考虑航天器编队飞行相对姿态与相对轨道之间的耦合关系,建立了姿轨耦合六自由度非线性动力学模型,针对空间摄动和多种干扰力矩以及模型不确定性因素的影响,利用幂次趋近律滑模变结构控制方法,设计了一种姿轨耦合协同控制器,来实现编队飞行相对姿态与相对轨道的同步控制,并利用Lyapunov函数证明了系统的稳定性。仿真结果表明,在空间摄动的不断干扰下,航天器可以沿着理想的相对轨道运行,相对姿态具有快速稳定性,收敛时间约为500s,最大误差量约为0.2%,可以得出伴随航天器对参考航天器具有良好的轨道与姿态跟踪能力。 展开更多

关键词 编队飞行 姿轨耦合控制 滑模变结构控制

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面向宽速域变体飞行的高超声速飞行器构型设计优化

7

作者 龙腾 张尧 +2 位作者 史人赫 叶年辉 张宝收 《宇航学报》 2025年第3期414-425,共12页

传统固定构型乘波体飞行器难以在宽速域飞行剖面保持最佳性能。为此,开展了变体高超声速乘波体飞行器构型设计优化技术的研究,构建了变体飞行器构型设计优化框架。提出了考虑边缘变形的变体乘波体构型类函数/形函数变换(CST)参数化方法... 传统固定构型乘波体飞行器难以在宽速域飞行剖面保持最佳性能。为此,开展了变体高超声速乘波体飞行器构型设计优化技术的研究,构建了变体飞行器构型设计优化框架。提出了考虑边缘变形的变体乘波体构型类函数/形函数变换(CST)参数化方法;根据兼顾气动力、热、射程的变体收益评估模型,采用基于Kriging代理模型的约束差分进化算法求解多个工况下的最优构型。对比基准固定构型,以最优构型变体飞行能够显著改善飞行器宽速域飞行性能,升阻比平均提升4.82%,再入弹道增程4.13%,验证了变体构型优化技术的有效性,其对高超声速变体飞行器设计、研制具有参考价值。 展开更多

关键词 宽速域变体飞行器 乘波体 气动力热 气动优化设计

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约束过滤器与代理模型辅助的粒子群优化方法

8

作者 史人赫 高南南 +2 位作者 龙腾 叶年辉 李昊达 《宇航学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期1857-1870,共14页

针对飞行器等复杂工程系统优化设计面临的计算求解耗时、可行域收敛困难等问题,提出了一种基于约束过滤器的代理模型辅助粒子群优化方法(SAPSO-CF)。该方法结合粒子群优化框架与径向基函数,有效降低了计算成本。提出一种双重过滤采样策... 针对飞行器等复杂工程系统优化设计面临的计算求解耗时、可行域收敛困难等问题,提出了一种基于约束过滤器的代理模型辅助粒子群优化方法(SAPSO-CF)。该方法结合粒子群优化框架与径向基函数,有效降低了计算成本。提出一种双重过滤采样策略,结合基于Kreisselmeier-Steinhauser约束过滤器的全局探索与基于子空间径向基函数的局部搜索,同时改善新增样本的可行性与最优性,引导粒子群优化过程快速收敛。标准数值算例测试结果表明,与GLoSADE、C2oDE方法相比,SAPSO-CF方法在全局收敛性、鲁棒性以及优化效率方面具有优势。采用SAPSO-CF方法求解固体火箭发动机多学科设计优化问题,在满足燃烧室、喷管等学科约束条件下,优化后发动机总冲性能提升了15.3%,且最优性优于GLoSADE方法,验证了SAPSO-CF方法的有效性与工程实用性。 展开更多

关键词 粒子群优化 径向基函数 Kreisselmeier-Steinhauser方程 过滤器方法 多学科设计优化

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制导弹药末段目标截获概率研究 被引量：16

9

作者 刘骁 唐胜景 +1 位作者 朱大林 郭杰 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期287-293,共7页

针对末制导弹药对地面目标攻击时是否加入中制导环节,研究其末段飞行过程中与目标的几何位置关系,采用快速计算与解析方法分析其打击地面固定目标时导引头对目标的角度截获。通过空中散布椭球和地面散布椭圆的近似计算得到视场角计算公... 针对末制导弹药对地面目标攻击时是否加入中制导环节,研究其末段飞行过程中与目标的几何位置关系,采用快速计算与解析方法分析其打击地面固定目标时导引头对目标的角度截获。通过空中散布椭球和地面散布椭圆的近似计算得到视场角计算公式,进而建立一般的数学模型,并从统计概率角度,得到末制导目标截获概率,根据3σ原则判断是否加入中制导环节。同时研究了零控脱靶量与末制导修正距离,结果表明末制导修正能力满足零控脱靶量。仿真发现导引头开机位置距离目标逐渐变小时,视场角的置信区间先减小、后增大。计算了不同干扰因素对视场角置信区间的影响,结果表明水平风对视场角分布的影响比侧风的影响要大。 展开更多

关键词 兵器科学与技术 末制导 目标探测 蒙特卡洛法 截获概率

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基于模糊变系数策略的迎击拦截变结构制导律设计 被引量：11

10

作者 熊俊辉 唐胜景 +1 位作者 郭杰 朱大林 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期134-139,共6页

迎击拦截是拦截问题中常见的一种制导方式。为提高拦截器的末制导精度,基于变结构控制设计零化视线角速率的变结构制导律是一种典型方法。对高速目标的迎击拦截出现相对速度过大,目标机动能力引起的导引初段需用过载过大的问题,应用模... 迎击拦截是拦截问题中常见的一种制导方式。为提高拦截器的末制导精度,基于变结构控制设计零化视线角速率的变结构制导律是一种典型方法。对高速目标的迎击拦截出现相对速度过大,目标机动能力引起的导引初段需用过载过大的问题,应用模糊控制设计制导律的导航项及变结构项系数随剩余导引时间变化的策略以延长系统进入滑模面的时间,使系统进入滑模面的同时有效减小末制导初段的控制量。建模及仿真结果显示,该制导律在使视线角速率收敛的同时显著地减小了导引初段的需用过载,验证了该方法的有效性及对传统比例导引律的优越性。 展开更多

关键词 飞行器控制、导航技术 变结构制导律 模糊控制 迎击拦截 变系数 速度比

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考虑自动驾驶仪特性的自适应模糊动态面滑模制导律设计 被引量：6

11

作者 商巍 唐胜景 +2 位作者 郭杰 马悦悦 张尧 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第4期660-667,共8页

针对导弹拦截高机动性目标的问题,基于自适应模糊逼近策略和动态面滑模控制思想,提出了一种新型的拦截制导律。建立了考虑自动驾驶仪动态延迟特性的弹目相对运动方程,以零化视线角速率为出发点,设计了基于自适应趋近率的动态面滑模制导... 针对导弹拦截高机动性目标的问题,基于自适应模糊逼近策略和动态面滑模控制思想,提出了一种新型的拦截制导律。建立了考虑自动驾驶仪动态延迟特性的弹目相对运动方程,以零化视线角速率为出发点,设计了基于自适应趋近率的动态面滑模制导律,同时设计了综合视线角速率以及弹目距离的自适应模糊方法,对变结构项进行逼近。仿真结果表明,针对高机动性目标,该制导方法能够有效地去除抖振,并且具有良好的制导精度。 展开更多

关键词 控制科学与技术 制导律 自适应模糊逼近 动态面滑模控制 自动驾驶仪特性

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GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法 被引量：8

12

作者 佘浩平 杨树兴 倪慧 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第10期1265-1270,共6页

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得。为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法。从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态... GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得。为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法。从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转角的最优估计值。仿真结果和性能分析表明,飞行过程中的随机风和常值风是影响估计精度的主要因素,在各种典型测量水平和飞行条件下估计算法的误差均小于3°.该算法可用于空中粗对准时的滚转角估计。 展开更多

关键词 飞行器控制 导航技术 制导弹药 惯性导航系统 空中对准 滚转角

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多学科设计优化技术发展及在航空航天领域的应用 被引量：12

13

作者 龙腾 刘建 +2 位作者 孟令涛 史人赫 刘莉 《航空制造技术》 2016年第3期24-33,共10页

首先指出了多学科设计优化(MDO)对于现代飞行器设计的意义和多学科设计优化的主要研究内容。在调研国内外参考文献的基础上,分别对面向MDO的飞行器建模技术、灵敏度分析技术、优化算法、代理模型技术、MDO策略以及MDO框架6项关键技术发... 首先指出了多学科设计优化(MDO)对于现代飞行器设计的意义和多学科设计优化的主要研究内容。在调研国内外参考文献的基础上,分别对面向MDO的飞行器建模技术、灵敏度分析技术、优化算法、代理模型技术、MDO策略以及MDO框架6项关键技术发展状况以及MDO在航空航天领域的应用状态进行了总结和概述,最后指出了技术的未来研究方向以及MDO在航空航天领域进一步推广所需要解决的问题。 展开更多

关键词 多学科设计优化 飞行器设计 航空航天

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制导侵彻炸弹末端弹道成形方案设计与应用 被引量：3

14

作者 刁兆师 单家元 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2012年第6期112-116,共5页

针对制导侵彻炸弹落角约束增强毁伤效果的要求,提出了带落角、攻角约束的末端最优成型弹道方案。通过对飞行控制系统应用分析,设计了保证炸弹末端攻角收敛的攻角控制算法。利用数学仿真,研究了不同重力补偿程度对制导效果的影响;检验了... 针对制导侵彻炸弹落角约束增强毁伤效果的要求,提出了带落角、攻角约束的末端最优成型弹道方案。通过对飞行控制系统应用分析,设计了保证炸弹末端攻角收敛的攻角控制算法。利用数学仿真,研究了不同重力补偿程度对制导效果的影响;检验了在低空、高空投弹和不同期望落角条件下弹道成形方案的制导效果。仿真结果表明了当制导侵彻炸弹攻击静止目标时,采用常规重力补偿末端弹道成形方案具有较强的有效性和实用性。 展开更多

关键词 侵彻炸弹 最优控制 落角约束 末端攻角收敛 弹道成形

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结构应变模态参数辨识的最小二乘复频域方法 被引量：7

15

作者 周思达 曹博远 周小陈 《噪声与振动控制》 CSCD 2017年第6期17-22,共6页

由于应变模态对结构状态的敏感性,其在结构在线健康监测和损伤识别方面比位移模态更具优势。利用应变和位移的关系,将最小二乘复频域方法应用到结构应力应变分析中,建立基于应变测量数据的结构动力学参数频域辨识方法。由于应变模态和... 由于应变模态对结构状态的敏感性,其在结构在线健康监测和损伤识别方面比位移模态更具优势。利用应变和位移的关系,将最小二乘复频域方法应用到结构应力应变分析中,建立基于应变测量数据的结构动力学参数频域辨识方法。由于应变模态和位移模态是同一种物理状态的不同表达形式,两者在数学表达上有相似性。首先建立以应变为变量的参数化公分母模型,在此基础上将非线性最小二乘问题进行线性化,得到加权线性最小二乘的方程误差。然后采用基于缩减正则方程的算法进行求解,减少计算量,并通过对模型参数施加约束来避免参数冗余。然后,设计并搭建一个自由梁的实验结构系统,利用光纤布拉格光栅应变传感器测量结构动应变数据,根据最小二乘复频域方法,基于应变测量数据辨识得到频率和阻尼比,与传统的基于加速度测量数据的辨识结果相吻合。另外,辨识所得应变模态振型与仿真结果也具有一致性。因此,数值仿真和实验验证表明,文中提出的基于最小二乘复频域方法能够准确辨识结构应变模态。 展开更多

关键词 振动与波 应变模态 模态参数辨识 最小二乘复频域法 模态实验

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基于神经网络的防空武器目标智能分配方法 被引量：17

16

作者 龙腾 刘震宇 +1 位作者 史人赫 王生印 《空天防御》 2021年第1期1-7,共7页

为满足现代防空作战高动态环境对武器目标实时智能分配的迫切需求,提出了一种基于神经网络的防空武器目标智能分配方法。首先综合考虑武器数量及拦截能力等要素,以毁伤效能最大为优化目标,建立武器目标分配问题优化模型;在此基础上,构... 为满足现代防空作战高动态环境对武器目标实时智能分配的迫切需求,提出了一种基于神经网络的防空武器目标智能分配方法。首先综合考虑武器数量及拦截能力等要素,以毁伤效能最大为优化目标,建立武器目标分配问题优化模型;在此基础上,构建基于神经网络的武器目标智能分配框架,基于分配方案数据集训练武器分配决策神经网络,并通过神经网络预测实现当前武器资源对威胁目标的准确高效分配。仿真结果表明,相比于传统基于离散差分进化的规划求解方法,基于神经网络的防空武器目标智能分配方法能够获取毁伤效能更优的武器目标分配方案,且计算成本降低了99.9%以上,从而验证了所提方法的有效性和实用性。 展开更多

关键词 防空作战 武器目标分配 毁伤效能 任务规划 神经网络

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考虑性能及成本的固体火箭发动机多学科设计优化 被引量：7

17

作者 叶年辉 胡少青 +2 位作者 李宏岩 史人赫 龙腾 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期70-79,共10页

为综合考虑固体火箭发动机燃烧室、药柱、喷管等部件成本与内弹道性能的相互影响,梳理其耦合关系,并建立了以总冲最大、成本最小为优化目标的固体火箭发动机多学科设计优化(MDO)模型。为降低MDO问题的计算成本,提出一种基于Kriging代理... 为综合考虑固体火箭发动机燃烧室、药柱、喷管等部件成本与内弹道性能的相互影响,梳理其耦合关系,并建立了以总冲最大、成本最小为优化目标的固体火箭发动机多学科设计优化(MDO)模型。为降低MDO问题的计算成本,提出一种基于Kriging代理模型的多目标自适应优化方法(KRGMAOM)。优化过程中,分别对目标与约束构建Kriging模型,并采用多目标优化算法求解,在伪Pareto解中综合考虑支配关系与分布特性选取新增样本点,引导优化快速收敛。算例结果表明,KRG-MAOM算法在全局收敛性与优化效率方面具有显著优势。最后,采用KRG-MAOM算法求解该MDO问题,得到可行的Pareto解集方案,与初始方案相比,同性能情况下成本节省约3.36%;同成本情况下性能提升约10.93%,从而验证了MDO模型合理性与KRG-MAOM算法有效性。 展开更多

关键词 多目标优化 多学科设计优化 代理模型 固体火箭发动机 多学科分析

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两轴系陀螺仪组测量系统 被引量：3

18

作者 张家斌 杨农合 +2 位作者 李晓君 郭广军 程慧 《现代电子技术》 2013年第12期35-37,共3页

为实现两轴系陀螺仪组静态参数和动态特性测试,采用工控机加上DIO控制卡、A/D转换采集卡和信号调理电路以及测试处理软件构成陀螺仪测试系统。由工控机发出相应的控制指令,使两轴系陀螺仪组模拟出实际的工作状态,A/D转换卡采集陀螺仪组... 为实现两轴系陀螺仪组静态参数和动态特性测试,采用工控机加上DIO控制卡、A/D转换采集卡和信号调理电路以及测试处理软件构成陀螺仪测试系统。由工控机发出相应的控制指令,使两轴系陀螺仪组模拟出实际的工作状态,A/D转换卡采集陀螺仪组的静态特性和动态响应,经处理后以数字和曲线形式显示。由测试结果可以直观的反映出两轴系陀螺仪组的特性和品质参数,经过实际应用表明测试系统性能稳定,测试结果准确可靠,真实地反映了两轴系陀螺仪组静态和动态特性。 展开更多

关键词 陀螺仪 工控机 信号调理电路 测试软件

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火星进入器作强迫震荡运动壁面脉动压力数值模拟 被引量：2

19

作者 石小潘 赵瑞 +2 位作者 荣吉利 袁武 李齐 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期148-155,共8页

为研究超声速阶段进入器作强迫震荡运动对壁面脉动压力环境的影响规律,本文耦合进入器刚体运动方程与流体力学方程,采用动网格技术,对火星进入器模型开展非定常数值模拟,获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明:在超声速阶段,进入... 为研究超声速阶段进入器作强迫震荡运动对壁面脉动压力环境的影响规律,本文耦合进入器刚体运动方程与流体力学方程,采用动网格技术,对火星进入器模型开展非定常数值模拟,获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明:在超声速阶段,进入器作强迫震荡运动诱导的脉动压力远大于进入器保持相对静止时仅由非定常流动诱导的脉动压力。来流马赫数为1.2时,进入器作强迫震荡运动对脱体激波影响较小,脱体激波强度较弱且形态变化较小,攻角的震荡导致同一测点距离脱体激波的位置发生周期性改变,舱体迎风面及配平翼迎风面的脉动压力环境主要受攻角变化的影响;来流马赫数为3时,进入器作强迫震荡运动对脱体激波的影响较大,脱体激波震荡剧烈,诱导舱体迎风面及配平翼迎风面产生极其恶劣的脉动压力环境,功率谱分析表明激波震荡诱导的脉动压力能量主要集中在30 Hz左右。 展开更多

关键词 火星进入器 强迫震荡 脉动压力环境 频谱分析

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基于分布式并行伪谱-神经网络算法的双脉冲导弹多阶段协同轨迹优化 被引量：4

20

作者 刘超越 张成 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第10期1988-2000,共13页

为求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题,并考虑将分离的发动机壳体投送至安全区域,提出一种基于高斯伪谱法和人工神经网络的分布式并行算法。针对双脉冲导弹两级脉冲的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个... 为求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题,并考虑将分离的发动机壳体投送至安全区域,提出一种基于高斯伪谱法和人工神经网络的分布式并行算法。针对双脉冲导弹两级脉冲的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段;为预测分离发动机壳体的落点位置,建立射程预测函数,并利用人工神经网络对该函数进行离线拟合,以提高预测速度;在分布式并行算法中各导弹并行独立求解最优轨迹,并引入飞行时间下界约束保证导弹飞行时间一致性。通过两个仿真算例,将该分布式并行算法与集中式算法进行了比较,仿真结果表明,所提的分布式并行算法对于求解双脉冲导弹多阶段协同轨迹规划问题可得到更优的性能指标,以及更高的求解效率。 展开更多

关键词 双脉冲导弹 协同控制 多阶段轨迹优化 分布式并行算法 高斯伪谱法 神经网络

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