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摘要：2018年全球正在加速进入"区块链经济时代"。在全球范围内,区块链技术呈现出井喷式增长,作为一项极具颠覆性的底层技术,不断被应用于各个行业中,越来越受到社会各界的广泛关注。区块链+仿真业,成为仿真技术发展的新动向。现将什么是区块链?区块链的发展趋势、区块链与虚拟仿真的关系等问题进行阐述,并举出若干应用实例。

摘要：为了缩短某型大中口径火炮发射药装填所需的循环时间太长的情况,提出并设计了一种能实现快速自动装填分装式弹和药筒的自动装填机构,该系统机构包括弹仓药仓和自动抓弹机构,结合弹仓药仓和抓弹机构所占空间尺寸,建立了供弹路径的理论模型,在三维模型的基础上,对抓弹机构和弹仓药仓进行多体运动学仿真。得到各运动机构和单位所谓运动过程曲线,结果表明设计的机构能够实现快速装填弹丸和药筒,且能很大幅度提高火炮的持续作战能力。

摘要：火炮内弹道的分析和研究一直以来是火炮技术的关键领域,而火炮内弹道出口速度则是其重要分析参数之一。通过对电热化学炮出口速度进行优化控制的研究,可以为实际试验与火炮安全性设计提供更良好的安全性设计方案。在建立仿真模型中,对等离子体射流的处理则是其关键与难点。通过ANSYS FLUENT计算平台,采用湍流模型,将等离子体射流加入到气相源项中,通过改变源项,实现了不同等离子体的射流功率和作用范围下的内弹道二维非稳态仿真,获得了膛底压力和弹丸初速的分布。计算结果表明:最大膛压和弹丸到达炮口时的初速会随着等离子体射流功率的升高而增大,最大膛压和弹丸到达炮口时的初速都会随着等离子体作用范围的增加而增大,其中最大膛压增长的幅值会随着等离子体作用范围的增加越来越大,而弹丸到达炮口时的初速增长的幅值则会随着等离子体作用范围的增加慢慢减小。因此,在火炮设计时可以考虑采用较高的等离子体射流功率来实现对弹丸出口速度的增加,同时也可以适当增加等离子体射流的作用范围,但不宜过大。

摘要：潜艇发射噪声远远高于航行噪声,极易暴露潜艇位置。降低能量可以显著降低发射噪声,但如何确定发射能量的减低幅度以确保发射安全则必须建立减能降噪发射的数学模型,并仿真分析发射过程主要参数。文章首次提出经由滑套阀补充压力海水结合自航方式发射鱼雷武器,以达到减少发射能量,降低发射噪声的目的。从潜艇水下发射装置基本原理和工作流程出发,分析潜艇发射装置的结构特点和噪声产生机理,建立有动力滑套阀补水自航发射的数学模型,运用Simulink建立仿真程序,实现了液压平衡式发射装置滑套阀补水自航发射鱼雷武器的弹道仿真,仿真分析了膛压、出管速度等主要参数,模型符合鱼雷实际发射规律,效果较为接近实际,结果表明了减能幅度与发射安全性的关系,验证了减能降噪发射的可行性。

摘要：针对航站楼人流易波动对CO2反馈控制回路产生非平稳干扰,以及在CO2浓度调控过程中室外新风的输送会影响到室内原有温度的问题,提出了一种改进单神经元自适应解耦控制方法。运用机理过程与系统辨识融合的思想建立被控对象传递函数矩阵,采用对角矩阵补偿法对CO2和温度这两个被控对象存在的耦合现象进行解耦。对单神经元自适应控制中比例系数K进行改进,最终对航站楼内新风末端控制机构采用PID控制、单神经元自适应控制、改进单神经元自适应控制三种控制方法进行仿真对比分析。仿真结果表明:改进单神经元自适应解耦控制可以在线实时调整比例、微分、积分三个参数的权重,使控制系统能更好的适应航站楼人流变化的扰动特性,增强了系统的响应速度及鲁棒性。

摘要：针对惯性器件误差随时间积累导致导航精度降低的问题,利用大视场星敏感器具有的测姿精度高且误差不累积的特点,研究惯性/星光组合系统在线标定方法。上述方法通过绕陀螺仪三个敏感轴方向的姿态激励实现对陀螺仪工具误差以及初始对准误差和星惯安装误差的在线标定,通过对惯性器件测量结果的修正,抑制导航误差。仿真结果表明,在线标定方法可以实现对上述误差参数的在线标定,显著提高了组合导航的定位精度,具有一定的工程实用价值。

摘要：针对四旋翼飞行器姿态控制中的姿态稳定、姿态跟踪和抑制外部干扰等一系列问题,设计了一种动态面内模输出调节器。在反步设计中引入了动态面控制方法,由于动态面控制法中采用的低通滤波器允许对象数学模型不可微,因此避免了"计算膨胀"。利用内模方法解决系统的渐近跟踪和干扰抑制问题,构造内模时,考虑到不确定性的影响,提出具有误差的内模方程。实验结果表明,所提出的控制方法能够有效实现对四旋翼的姿态跟踪控制,并且可以达到渐近的干扰抑制。

摘要：四旋翼飞行器的姿态角之间存在强耦合,传统的PID控制器对于存在耦合的四旋翼飞行器控制效果较差。针对这一情况,设计了一种PID-ADRC控制器。文中首先由牛顿-欧拉方程建立四旋翼的数学模型;再根据自抗扰控制器(ADRC)的理论设计了内环的姿态角控制器和高度控制器,姿态角控制器中的状态观测器(ESO)将姿态角之间的耦合视为外部扰动而进行估计从而实现了姿态角之间的解耦,内环控制器是整个控制器的核心和基础;再在俯仰通道和横滚通道分别加上外环PID控制器,最终实现了四旋翼飞行器的飞行运动控制。在SIMULINK当中搭建仿真模型,仿真结果表明,PID-ADRC控制器可以良好的实现四旋翼的姿态解耦和轨迹跟踪控制,而且具有调节时间短,超调量小,鲁棒性强等优点。

摘要：随着航空器起降架次的增加,机动区航空器运动过程中存在的不确定性因素增多,从而加重了塔台管制员的工作负荷。针对上述问题,提出基于SVM机动区航空器速度异常检测的方法,为管制员提供智能辅助提醒及预警,降低机场机动区的安全风险。首先对机动区航空器速度异常进行定义、分类和判定,界定出机动区航空器滑行速度异常的标准;其次对航空器ADS-B历史数据进行分析和处理,筛选出完整航迹,确定滑行路径;接着综合考虑航空器滑行位置和机型两个指标,经过统计得到航空器在跑道和滑行道滑行时的正常速度范围和异常速度范围;最后利用SVM方法建立机动区航空器速度异常检测模型,从而找出速度异常的航空器。仿真结果表明,该方法能够快速、有效的检测出航空器在滑行过程中速度异常的位置。

摘要：载人电动飞机的电推进系统是整个飞机的动力核心,为飞机稳定安全飞行提供保证。但电推进系统结构复杂且零部件繁多,对整个系统进行可靠性评估计算极为复杂,是可靠性评估的难点所在。针对载人电动飞机电推进系统的可靠性评估问题,以电推进系统模型为基础,提出了GO法与状态概率矩阵算法结合的运算方法对系统进行可靠性建模与仿真计算。采用状态概率矩阵算法建立GO操作符计算仿真模型,并根据GO操作符运算规则将系统原理框图翻译为系统GO图,在MATLAB下建立了系统的多状态SIMULINK仿真计算模型。仿真模型计算结果与采用概率公式算法人工计算得到的结果基本一致,验证了仿真模型在提高计算效率与精度的同时能够保证运算结果的正确性,为电动飞机电推进系统的可靠性评估提供了依据。

摘要：航空弹药在贮存环境中易受温度和湿度变化影响,会使弹药出现裂解、脱粘等,极大地影响了航空弹药爆破性能的有效发挥。现有温湿度监测方法主要以温湿度测量仪为主,通常存在测量误差较大、响应时间长等问题。针对以上问题,提出基于数据分簇融合的温湿度远程智能监测方法。采用疏失误差对采集的温湿度感知数据进行预处理;当簇头节点接收到融合数据后,利用自适应加权算法对融合结果进一步融合。对融合后的温湿度感知数据分别构建支持向量数据描述模型,以上述模型构造统计量并确定其控制限。依据测试样本对各类温湿度感知数据的局部离群概率选取合适的模型进行远程监控。实验结果表明,所提方法响应时间快,有效降低了冗余和可信度较低的温湿度数据对测量精度的影响,提高了航空弹药贮存环境温湿度远程智能监测信息化程度。

摘要：研究直升机纵向飞行品质优化问题,由于直升机控制非线性强,各轴之间耦合严重,造成稳定性和操纵性较差。为使直升机纵向飞行品质达到ADS-33的性能要求,提出采用模型跟随控制方法为基本结构,结合非线性模糊控制对直升机纵向姿态控制回路进行设计。首先根据ADS-33性能指标设计出理想的指令模型,然后利用模型跟随控制方法搭建整个控制系统的架构,并采用非线性模糊控制算法对控制架构中的参数进行设计优化,并对结果进行仿真。结果表明直升机纵向飞行品质满足ADS-33性能指标要求。

摘要：火箭井式发射过程中,受燃气引射作用影响井口会产生负压,导致井口周围的大气以较高的速度流向井内。为了预测井口周围发射场坪上的岩石颗粒是否会在引流作用下撞击到正在出井的火箭,在对某型火箭出井过程进行数值仿真的基础上提取出场坪流场数据,采用运动学分析法研究了岩石颗粒在场坪流场中的运动规律。研究结果表明:距离井口中心一定范围内,直径从几毫米到几百毫米不等的岩石颗粒在引流作用下能撞击到箭体;不同径向距离上相同大小的岩石颗粒,其撞击速度和撞击角度差别很小。相同径向距离上不同大小的岩石颗粒,直径越小撞击速度越高,直径越大撞击角度越大。

摘要：四旋翼无人机易受到非线性和不确定性因素干扰等原因的影响,使得姿态的稳定控制成为难点。为解决由线性控制带来的姿态控制性能降低和由初始状态误差导致的"峰化"现象等问题,提出了一种基于内外环结构下的非线性控制算法用来稳定姿态控制。上述控制器外环采用非线性PD控制,内环采用非线性自抗扰控制。采用有限时间收敛微分跟踪器,改进原自抗扰控制器组成结构,使得内环收敛速度大于外环,保证了闭环系统稳定性。仿真结果表明,非线性控制器可以实现任意初始状态下的无人机飞行姿态控制,响应速度比线性控制快,在有干扰的情况下依旧保持的稳定的姿态控制。

摘要：航空发动机气动热力系统模型通过求解部件之间共同工作方程组,来确定发动机相关状态参数。传统的共同工作方程组求解方法是采用定步长Newton迭代方法,每次迭代需要多次调用模型计算雅可比矩阵,为了保证模型的收敛性,通常步长设置比较保守,在一个仿真周期内需要进行多次的迭代计算进行方程组求解,导致航空发动机气动热力系统模型的实时性较差。提出了一种混合变步长Newton-逆Broyden方法求解共同工作方程组。为保证收敛性,在猜值初始偏差较大时采用小步长的Newton迭代法求解方程。为保证收敛速度,在猜值接近真实解的时候采用较大步长的逆Broyden递推法求解方程,并引入松弛因子提高迭代稳定性。应用上述方法求解F404/YJ101变循环发动机的气动热力系统模型,进行了发动机稳态和动态工作仿真。结果表明,混合Newton-逆Broyden方法在航空发动机气动热力系统模型计算中的收敛能力、实时性和计算精度有着明显的优越性。