机动飞行时发动机转子振动特性的工程研究

机动飞行条件下的航空发动机转子振动特性研究是近年来的研究热点,但在实际工程中该课题的研究尚不多见。本文从航空发动机转子一般模型出发,提出了机动飞行条件下发动机转子振动特性的一般性观点,并利用某型发动机的试飞数据进行了验证和分析。结果表明,实际飞行分析结果与提出的观点相吻合。     

稳健的交互多模型转移概率选择算法

交互多模算法(IMM)是机动目标跟踪中最常使用的方法之一,但其计算量大、过程较复杂.针对交互多模型转移概率矩阵选取问题,结合目标机动检测理论,提出稳健的交互多模型转移概率选择算法.该方法通过判别机动和非机动目标,确定转移概率矩阵主对角线元素值,并进行了仿真实验.结果显示,新方法简便可靠,提高了总体的滤波效果.     

近距平行跑道配对进近中的碰撞风险分析

针对近距平行跑道的配对进近运行方式进行了介绍,并应用Monte Carlo方法模拟得到在有或无避让机动时前后机的碰撞风险,其中有避让机动的情况分别考虑了3、5、8 s的延迟,采用较为严格的安全目标水平,得到当前机错误进近发生在最后进近定位点(FAF)之前及进近中任何位置时,前后机需要保持的最小纵向间距,对采用3°偏置进近程序时的碰撞风险进行了分析,得到保证安全的最小纵向间距,为我国更好地引入并实施近距平行跑道配对进近提供了理论基础.     

基于时频和形态学滤波的长时间能量积累检测

为了检测强噪声背景下长积累时间、低信噪比、信号波形未知的机动目标，提出了一种时频分析和形态学滤波检测的方法．利用时频分布聚集信号能量在其瞬时频率曲线附近，而散布白噪声能量在整个时频平面上的特点，应用时频分布、阈值处理和数学形态学滤波估计高能量时频支撑区域，并累积这些区域的时频能量以构造检验统计量进行统计判决．该方法不需要先验波形信息，检测积累时间不受处理方法的限制，可在更长观测时间内检测噪声环境中的微弱机动目标．仿真实验表明，在信噪比为-9dB、虚警概率为10^-5时，检测概率可达99％．     

不同探测距离传感器的搜索策略研究

提出了一种针对侦察任务隐蔽点的搜索策略,主要应用于装备了不同探测距离传感器的地面无人机动平台,解决了已有随机搜索策略效率不高的问题. 该策略使用基于传感器的导向快速随机搜索树方法进行目标方向的路径规划;在路径规划的过程中若遇到障碍物形成的狭窄通道时,基于启发式A*方法规划路径以提高效率,最终完成搜索策略. 将搜索策略命名为:组合传感器与规划组合搜索策略. 设计仿真试验对所提出的搜索策略进行了验证. 结果表明在直径500米有遮挡的仿真场景下,所提出的搜索策略相比于短探测距离传感器的路径变形策略快速随机搜索树策略效率平均提升了3.11倍,规划的道路长度缩短了9.63%,所提出的搜索策略相比于长探测距离传感器导向搜索策略效率平均提升了3.53倍,规划的道路长度缩短了12.06%,证明了CP&CS搜索策略在侦察任务中隐蔽点搜索上的优越性.      

基于新特征参数的再入滑翔飞行器机动模式智能辨识

再入滑翔飞行器的机动模式辨识问题是拦截方实现对其轨迹预测的关键。提出了一组与飞行器轨迹机动特点贴合的特征参数,根据构建的RGV 机动模式轨迹库,搭建了LSTM 深度学习神经网络,实现了对RGV机动模式的智能辨识。与传统模式辨识方法和其他典型特征参数的辨识网络进行对比,结果显示文中所提特征参数在LSTM 机动模式辨识网络训练中具有收敛速度快、辨识精度高和鲁棒性好的特点。     

基于滑模控制的飞行器螺旋机动、制导与控制一体化设计研究

针对空舰飞行器末制导过程中突防能力不强;制导、控制回路分离设计在带宽分离假设条件不满足情况下的控制效果较差的两方面问题,将飞行器制导与控制回路进行一体化设计,并引入三维螺旋机动的弹道机动形式,实现了螺旋机动、制导、控制一体化的设计研究. 首先对飞行末段的制导、控制回路进行了一体化建模,之后应用滑模控制方法,完成了制导与控制一体化的控制律设计,而后引入了对视线倾角速率与视线偏角速率的周期性拉偏,完成了螺旋机动、制导、控制一体化设计,仿真结果表明,本文设计的控制律在保证对目标的精准打击能力的同时具备了攻击过程中的弹道螺旋机动能力.      

基于交互式多模型Kalman滤波的手势跟踪算法研究

针对任意变形手势跟踪过程中,手势运动轨迹方向发生改变时,传统滤波跟踪算法跟踪精度迅速下降的问题,提出了一种基于交互式多模型Kalman滤波的改进型手势跟踪算法。该算法在传统非机动状态空间模型的基础上增添了两个机动模型,以更加准确的描述手势的状态空间。首先采用三个不同模型分别描述不同的目标运行模式;同时,以模型匹配似然函数为基础更新模型概率;最终组合所有滤波器修正后的状态估计值以得到最优状态估计。实验对比结果表明,该算法能够取得较高地跟踪精度。     

基于动态输出反馈的挠性航天器主动振动抑制

针对航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题,提出了基于动态输出反馈控制的主动振动抑制方法。采用拉格朗日方法和四元数参数化建立了挠性航天器的非线性模型。利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了1种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律,并采用压电作动器来抑制挠性结构的振动。基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态的振动的衰减。仿真结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性。     

一种引入视线角加速度补偿的比例导引算法

针对在大机动目标情况下,现有制导导弹存在的制导律精度不高的问题,提出一种利用导引头测量的视线角速度,进行目标运动信息估计,并把估计的信息引入比例导引律中,提高导弹制导精度。通过对比仿真实验可以看出,引入视线角加速度补偿的比例导引制导算法可以有效对抗大机动目标,具有良好的抗视线角速度测量噪声的能力。