改进响应面法（IRSM）及其近似性能研究

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。     

火箭基组合动力循环飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,rocket based combined cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

非匹配不确定性条件下的编队分布式协同控制

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。     

基于CATIA的导弹参数化模型驱动技术研究

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。     

基于广义乘子法的月球软着陆轨道快速优化设计

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.     

RBCC飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,Rocket Based Combined Cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,这就要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。本文以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,本文所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

基于光学定律的多层介质反射系数研究

从电磁波的反射定律和折射定律出发,导出了多层介质的近似反射系数。给出了多层介质反射系数与两层反射系数之间的关系。近似反射系数与Maxwell方程组导出的反射系数形式上存在一项差异,分析可知该差异来自于忽略多次反射的假设。最后仿真计算了三层雷达吸波材料(radar absorbing material,RAM)的反射系数,并分析了反射系数随入射角和极化方式的关系。     

高超声速飞行器表面对流气动加热快速预测方法

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．     

一种模块化引战配合仿真系统的设计与应用

针对导弹引战配合仿真要求,基于模块化和面向对象的软件设计思想,提出了一种仿真系统软件框架,包括模型管理模块、遭遇参数处理模块,引信仿真模块、战斗部仿真模块、可视化模块.介绍了复杂目标的建模方法与近场电磁散射的计算方法,分析了引信启动特性,提出了一种引信延时调整方法.用OpenGL实现了引战配合全过程的可视化动态仿真.通过仿真实例,演示了该仿真系统在防空导弹研制中的应用.     

机载导弹分离过程仿真

数值仿真方法是研究机载导弹分离问题的一种高效且经济的手段,它为研究导弹与载机的安全分离、气动干扰和导弹起火点的选择等问题提供了参考依据.应用计算流体动力学软件(FLUENT)的动网格技术和二次开发功能,并采用带旋流修正的湍流模型和SIMPLEC法则进行压力和速度之间的耦合能够模拟导弹和载机的分离过程,该方法成功地解决了导弹受控分离时所牵涉的多体网格的受控相对运动问题.