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响应面(response surface method,RSM)近似技术计算简单,但不能够随着样本容量的增大而提高近似精度。对RSM理论分析发现,RSM法的缺点源于其未对计算残差进行处理,从而丢失了大量有用信息。改进响应面法(improved response surface method,IRSM)通过对RSM方法的残差进行RBF(radial basis function)插值处理,可以在增加有限计算量的条件下提高近似精度,并可提供待拟合曲面的近似梯度信息。解析算例和工程实际模型的测试结果表明,IRSM方法的近似精度随着样本点的增多而显著提高。在样本点较少的时候,IRSM方法的近似性能明显高于RSM方法的近似性能;而当样本点较多时,IRSM方法的近似性能显著高于RSM方法和RBF方法。 相似文献
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针对非匹配不确定性、饱和输入等约束条件下的编队协同控制问题展开研究。通过引入辅助系统和扩张状态观测器实现对系统状态的实时跟踪;设计了滑模扰动观测器,实现在有限时间内精确估计系统的全部未知扰动;在此基础上,提出了反馈控制协议,显著改善了系统控制性能,有效降低了计算负担,使得通过选择合适参数能够保证状态追踪误差收敛到有界域内;最后通过Lyapunov稳定性理论对控制系统稳定性进行严格证明。数值算例验证了控制协议有效性,结果表明所设计的控制协议能够满足复杂约束条件下的编队协同控制要求。 相似文献
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基于CATIA的导弹参数化模型驱动技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
先进优化设计技术对参数化建模技术及参数化模型驱动技术提出了更高的要求。研究了CATIA参数化建模技术和二次开发技术,给出了以VB.NET为平台,采用CATIA的CAA Automation二次开发接口开发参数化模型驱动程序的方法,为先进设计优化技术的一项关键技术提供了一种实现方案。最后,运用该方法开发了某导弹的参数化模型驱动程序。结果表明,采用该方法开发的驱动程序完成一次导弹参数化模型更新仅需数秒时间,完全满足先进优化设计技术的需求。 相似文献
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基于广义乘子法的月球软着陆轨道快速优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
从探月器质心运动方程组出发,以探月器环绕月心的旋转角速度为中间变量,通过积分变换,将其对时间变量的积分转化为对状态变量的积分,使得原问题转化为终端积分变量固定型最优控制问题.在此基础上,通过优化变量的直接离散化和四阶Admas预测一校正数值积分方法,将软着陆轨道优化问题转化为有约束非线性规划问题.采用广义乘子法处理约束条件,采用拟牛顿法求解处理后的无约束最优化问题.仿真结果表明,此方法收敛速度快(耗时小于1s),优化精度高(接近理论最优解),对初始控制量不敏感、鲁棒性好.可用于探月器机载计算机实时生成软着陆轨道. 相似文献
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构建了高超声速飞行器表面驻点及其下游区对流气动加热的一种快速预测方法.首先,采用工程方法计算飞行器表面无黏流场,针对工程方法的熵吞没效应,将质量流量平衡法与轴对称比拟法相结合对边界层外缘进行熵修正;其次,推导出采用线性方程拟合飞行器表面流场的拟合方程;在此基础上,发展出基于线性流场和线性物面方程的轴对称比拟法,大幅度降低了复杂度和计算量;对于驻点区域,引入隐式曲面拟合驻点主曲率半径并构造鲁棒的驻点区热流计算方法.采用球锥体和仿空天飞行器等多种外形验证了方法的有效性,计算结果表明:1)所述方法总耗时约1S即可预测出气动加热,并且预测结果与CFD模拟或者试验测量数据比较一致;2)在飞行器表面流线扩展区域,进行熵修正可进一步提高预测精度,在流线不扩张区域,采用等熵或变熵无黏流场的预测结果差别微小. 相似文献
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针对高超声速飞行器多学科优化设计的需求,基于飞行器几何外形、弹道和热防护材料、热防护系统型号数据库,通过气动热快速预测方法和一维热响应预报方法的研究,建立了一种通用高超声速飞行器热防护系统快速设计方法。该设计方法实现了热防护系统优化设计的自动化,避免了传统设计过程需要多种分析工具以及过程繁琐等不足。最后结合典型服役环境,利用该方法对类X—37B飞行器的热防护系统进行快速设计,得到热防护系统的总质量。结果表明,方法能够快速有效地进行高超声速飞行器热防护系统的设计。 相似文献