摘要：为了预测矩形渡槽坡度与水温的变化关系,避免渡槽在冬季输水期出现冰害现象,以西北地区某渡槽工程为背景,利用稳态热传导理论,采用Ansys Workbench软件建立三维有限元模型,利用牛顿冷却公式、对流换热公式以及曼宁公式进行计算。结果表明:当流量不变时,水温随坡度的变化而变化,当坡度达到1/1 100时,水流出口温度到达最小值,在设计时应当避免;当水深不变,坡度减小2.4倍时,水温下降值增大约1.6倍,可以看出,坡度变化对水温的影响比较明显。当水深为1.5 m,环境温度为-17℃,设计坡度为1/1 300时,水流出口温度低于0℃;当环境温度为-25℃,设计坡度小于等于1/750时,水流出口温度低于0℃,因此在渡槽设计时,应结合修建地区的输水流量或水深来设计最优坡度。

摘要：为了快速有效地进行具有中间水道的用水网络设计,提出了基于水夹点分析的用水网络设计方法。水夹点分析基于对用水过程中使用新鲜水或回用水的指导,获得初始中间水道浓度估计值并给出中间水道中水分配的基本规则。首先根据水夹点浓度确定中间水道杂质浓度,并对用水单元进行分组,安排用水单元在用水网络中的位置,然后优化中间水道水流量,确定最优用水网络结构。水夹点分析提供具有中间水道初始用水网络结构,降低数学优化求解的规模和难度,所提夹点设计方法简捷易行。2个实例的计算结果表明,所提出的方法比简单的夹点分析和节水因子方法可分别节水2.56%和7.58%。

摘要：针对制导炸弹在大空域飞行过程中受到不确定外界干扰和未建模摄动影响,就人工鱼群算法对精确解获取能力不够和后期收敛较慢的问题,提出了一种引入饥饿因子以自适应调整视野、步长和拥挤度因子的改进方法.采用改进算法对混合灵敏度问题中的权函数进行了优化选取,设计了制导炸弹鲁棒控制器.Matlab仿真结果表明,改进的人工鱼群算法具有更快的寻优速度和更高的寻优精度,应用该方法设计的控制器具有较好的设计性能指标,对大空域、强外界干扰和较大模型摄动的适应性强、鲁棒性好.

摘要：针对复杂绕飞问题,为提升优化方法的全局寻优能力,提出一种基于混合整数二阶锥规划(MISOCP)的迭代求解算法。首先,定量分析了传统序列凸化方法处理绕飞区(NFZ)约束产生的误差;随后,为消除误差,利用整数变量结合自变量变换将绕飞区约束转化为混合整数线性约束;最后,将原问题转化为MISOCP问题,并设计了迭代算法进行求解。仿真表明,本方法全局寻优能力强,且求解时间仅为GPOPS的20%。对随机生成的复杂绕飞场景,本方法鲁棒性较好,且平均求解时间在10 s量级。

摘要：为了更合理地制定导弹的战术指标和作战任务规划,对多脉冲导弹可达域进行研究。通过引入加权的纵程和横程的组合性能指标函数,将可达域的优化问题转化为最优控制问题,建立以飞行攻角和侧滑角为双优化设计变量的多阶段多约束优化模型,采用hp自适应伪谱法对其进行求解,并着重分析多脉冲导弹发动机参数和终端约束条件对导弹可达域的影响。仿真结果表明,hp自适应伪谱法能有效解决多阶段多约束的多脉冲导弹可达域优化问题,且多脉冲导弹脉冲发动机时间间隔越小,推力比越大,装药比越小,导弹的可达域越大,相比于终端速度对可达域的影响,终端弹道倾角对可达区域的影响较小。

摘要：针对捷联惯性导航/全球定位系统(SINS/GPS)制导炸弹制导控制系统工作特点,利用参数空间方法,设计了各种投弹条件下滚转通道的控制器参数,提出了快速解算控制器参数的拟合方法。然后进行了有初始滚转扰动下的滚转控制数字仿真。仿真结果显示,时频特性均满足给定设计指标,滚转角速度和滚转角在滚转控制器作用下一致收敛,表明该方法有效,可为控制系统设计提供参考。

摘要：为充分发挥吸气式超声速导弹巡航性能高的优势,对其巡航段的飞行方案进行了研究。考虑吸气式冲压发动机与飞行轨迹强耦合的特性,建立了以飞行攻角和燃料质量流量为双优化变量的多阶段多约束的弹道优化模型,提出了一种飞行轨迹与推力规律一体化优化设计方法。以射程最大为性能指标,对吸气式超声速导弹的爬升段和巡航段进行了综合优化设计,并着重对不同巡航方案下的弹道性能进行了分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多阶段多约束轨迹优化问题,对于该吸气式超声速导弹而言,巡航的速度不宜太大,高空飞行更有利于增加射程;不等高不等速巡航方案与等高等速巡航方案相比,最大射程提高了12.3%。研究成果可为吸气式超声速导弹总体设计提供参考。

摘要：针对推力大小与关机时间不可调节的耗尽关机固体火箭入轨制导问题,提出一种改进序列凸优化算法。首先利用Legendre-Gauss-Radau伪谱法对模型离散,将滑行时间增广为控制变量,解决点火时间不确定问题,保证求解最优性。其次对非凸推力矢量约束进行松弛凸化,并证明松弛手段的无损性;然后,对非凸运动方程与终端状态约束进行线性化,构建凸优化模型。最后设计初值生成器,为快速迭代构建良好的初始轨迹。仿真结果表明,该制导算法能够满足高精度入轨要求,且问题求解时间仅为伪谱法的6.72%,验证了改进序列凸优化算法有效性。为耗尽关机固体火箭入轨在线高精度快速制导提供重要参考。

摘要：根据SINS/GPS制导炸弹动力学特性,首先推导了俯仰通道的制导控制一体化状态模型。然后在充分考虑制导和控制回路的不确定性基础上,利用terminal滑模控制方法,设计了制导控制一体化状态反馈控制律,所设计的控制器一方面保证制导炸弹满足打击精度和末端落角约束要求,另一方面保证控制回路的稳定性与鲁棒自适应性。采用模糊控制克服了变结构控制项引起的系统抖振。最后,分别进行了极端气动条件与取投放域边界值情况下的某型SINS/GPS制导炸弹六自由度飞行控制弹道仿真,仿真结果验证了此方法的有效性。

摘要：在制导炸弹控制系统半实物仿真时将所有的飞行情况考核一遍的办法,试验次数繁多,且不容易实现。本文构建了制导控制系统半实物仿真平台,讨论了半实物仿真系统中的误差源,分析了影响制导控制系统精度的主要动力学因素;采用正交试验方法,设计了制导炸弹的覆盖性打靶正交试验方案;最后,给出的各组试验脱靶量和仿真曲线表明制导炸弹制导控制系统工作性能良好,为制导控制系统技术工程化提供有力的参考依据。