机载雷达目标跟踪与航迹信息提取

针对机动目标跟踪中航迹信息提取精度不高的问题,提出一种ECEF坐标系下基于交互多模型的多机协同跟踪算法。首先,各载机以ECEF坐标系为融合中心对目标量测进行无偏转换处理,以有效减小量测转换误差对目标跟踪的影响;然后,利用交互多模型的方法对目标进行融合跟踪,以进一步提高目标机动时的跟踪精度;最后,通过二次滤波的方法,来有效实现目标航迹信息的精确提取。仿真结果表明,该算法可较好地提高目标机动时的跟踪精度和航迹信息提取精度。     

临近空间高超声速滑跃式轨迹目标跟踪技术

针对临近空间目标飞行速度快、机动特性强和加速度突变的特性,提出一种地心直角(ECEF)坐标系下基于目标特性分析的修正强跟踪滤波(MSTF)算法。首先,通过对ECEF坐标系下目标量测的无偏转化处理,以有效减小目标高超声速飞行所带来的旋转、平移和线性化误差影响;接着,在对目标特性充分分析的基础上,合理构建强跟踪滤波(STF)模型,通过对模型参数的自适应调节,以有效实现临近空间高超声速滑跃式轨迹目标的精确跟踪;最后,结合统计学原理对目标加速度的突变进行合理检测和补偿,以进一步修正强跟踪滤波模型的跟踪精度。仿真结果表明,与现有的临近空间目标跟踪算法相比,该算法具有较高的定位跟踪精度。     

星基ADS与雷达误差校准算法的研究

基于星基自动相关监视(ADS)系统和雷达各自的特点,分析了空中交通管制中ADS与雷达数据融合的模型,提出了在传统的地心地固(ECEF)坐标系中星基ADS和雷达系统误差校准的算法。同时,针对ADS数据的特性,又进一步提出了在Geodetic坐标系和以雷达站为极点的极坐标系(以下简称雷达站极坐标系)中的系统误差校准算法。最后,对校准效果进行了仿真分析和比较,并介绍了一种有效应用上述算法的方法。     

一种基于软卡方检测的自适应Kalman滤波方法

在传统Kalman滤波中,卡方检测方法简单地将量测划分为正常和异常两种,针对其不足之处,改进并提出了一种新的软卡方检测方法。新方法根据卡方检测结果构造连续变化的量测,利用权重系数,充分挖掘处于正常值与异常值之间的可疑量测新息,同时还将该方法推广成多维量测的多分量卡方检测形式,建立了全面完整的软卡方检测Kalman滤波量测更新方程。最后,通过惯导/卫导组合导航仿真,验证了软卡方检测Kalman滤波的优势:无需任何参数调整且具有比Sage-Husa自适应滤波更小的统计误差波动。     

多传感器数据融合在光电经纬仪目标分离段跟踪的应用研究

针对光电经纬仪在目标分离段容易跟踪假目标的问题,提出应用多传感器数据融合方法实现目标分离段的假目标识别。在目标分离前,根据实测的目标轨迹数据通过理论弹道修正算法计算出理论弹道的误差修正量;在目标分离时,利用得出的误差修正量修正目标的理论弹道,并采用模糊聚类关联算法判断各传感器目标测量数据与修正后的目标理论弹道的相关性,从而识别出测量数据是否来自假目标。实验结果表明该方法能够有效地区分出真假目标,判别结果作为跟踪系统及目标识别系统决策依据,有效提高了目标分离段跟踪成功概率。     

一种改进的高超声速滑翔目标跟踪方法

针对临近空间高超声速滑翔目标跟踪问题，提出一种基于反向传播神经网络修正改进迭代扩展卡尔曼滤波(Back Propagation Neural Network-aided Improved Iterative Extended Kalman Filter, BP-IIEKF)的目标轨迹跟踪方法。在雷达站坐标系下建立目标运动模型和量测模型。引入阻尼因子修正IEKF算法中的协方差预测矩阵，并定义算法的代价函数，给出迭代终止条件，保证了算法收敛精度，减小状态的观测更新误差，提高了目标状态估计精度。利用BP神经网络修正滤波结果，补偿系统滤波误差，进一步提高了跟踪精度。仿真结果表明所提算法对高超声速滑翔目标具有更高的跟踪精度。     

纯方位二维目标跟踪的航迹起始算法

 针对传统航迹起始算法在纯方位目标定位和跟踪系统应用中存在的弊端,提出了一种完全基于角度量测的快速航迹起始算法。该方法通过深入分析目标在角度坐标下的运动特性,给出了全新的关联门构造方法。该波门技术有效提高了纯方位二维目标真实量测的确认效率,极大限制了虚假航迹随密集杂波的扩张。利用此波门,通过基于逻辑的方法对仅有角度量测的目标航迹进行扩展。该方法有效地解决了角度坐标系下机动目标的航迹起始分辨率下降的问题,为基于单个被动传感器纯方位跟踪系统进行快速、准确的航迹起始提供了新的思路。仿真结果及实际应用表明了此算法的有效性和实用性。     

2D雷达组网中目标高度估计误差的Cramér-Rao限

 在由2坐标雷达组成的雷达网中,推导了目标高度估计误差的CRLB(Cram&;#225;r-Rao限),并通过不同条件下的数值计算得到了一些结论。结果表明,目标高度估计误差的CRLB既与雷达的测角误差有关,也与目标和2个雷达站形成的夹角有关系,雷达配置在不同的高度上有利于目标高度估计的收敛性。这些结论对于2坐标雷达组网以及雷达网中的传感器管理具有指导意义。     

基于相对位置矢量的群目标灰色精细航迹起始算法

为解决群内目标精细航迹起始的难题,基于对传统航迹起始算法及现有群目标航迹起始算法优缺点的分析,给出了完整的群目标航迹起始框架,并提出了一种基于相对位置矢量的群目标灰色精细航迹起始算法。首先基于循环阈值模型、群中心点进行群的预分割、预关联,然后对预关联成功的群搜索对应坐标系,建立群中各量测的相对位置矢量,基于灰色精细互联模型完成群内量测的互联,最后基于航迹确认规则得到群目标状态矩阵。经仿真数据验证,与修正的逻辑法、基于聚类和Hough变换的多编队航迹起始算法相比,该算法在起始真实航迹、抑制虚假航迹及杂波鲁棒性等方面综合性能更优。     

修正极坐标系下雷达与ESM航迹对准关联

研究了存在系统误差时修正极坐标系(MPC)下的雷达与电子支援措施(ESM)航迹关联问题。系统误差导致MPC下雷达和ESM的角度估计产生偏移,而对角度变化率、距变率与距离的比值(ITG)的估计影响不大;结合非中心卡方分布的知识,分析了雷达与ESM的测量误差对非中心参数和正确关联概率的影响;提出了一种基于积分重合度的雷达与ESM航迹对准关联算法。首先将雷达与ESM的目标映射到角度-角度变化率空间,分别得到了雷达与ESM的目标曲线,然后对两目标曲线求积分重合度,估计出雷达与ESM测角系统误差的偏移量,对偏移量补偿后进行雷达与ESM的航迹关联。仿真结果表明,本文所提算法能有效地提高存在系统误差时雷达与ESM正确航迹关联概率。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。