近地空间航天器量子导航定位算法

针对量子定位系统实时解算用户端位置的问题,基于基线干涉方法的量子定位系统原理,提出了一种不动点迭代原理的量子导航定位算法。通过对近地航天器量子导航实际应用的理论与方法研究,实现了近地空间航天器的量子导航模型推导。针对典型空间任务,对所提出的算法进行了仿真验证。结果表明,在测量误差为1μm的条件下,定位精度可以达到1 cm,验证了算法的有效性。     

基于UKF的航天器多普勒/天文组合导航方法研究

多普勒导航依靠地面站无线电测控进行,精度较高,但易受地理条件的限制;天文导航利用测量天体的方向矢量信息,定位精度相对较低,但抗干扰能力较强,是一种完全自主的导航方法。为此,提出一种应用天文测量信息和单程多普勒频移定位的组合导航方法,并用UKF滤波算法进行联邦滤波,进而充分利用航天器的测量设备,实现多普勒导航和天文导航方式优势互补,以提高航天器导航定位精度和容错性能,通过实验仿真证明有效、实用。     

惯性辅助的北斗导航故障自适应方法研究

北斗导航系统完好性是指北斗导航系统不能用于导航服务或导航精度超出给定范围时,具备及时发现故障并通知用户的能力.针对北斗导航完好性检测问题,为改善北斗导航定位系统的精度、连续性、完好性和可用性,研究了基于惯性辅助的北斗导航故障检测方法,设计了北斗导航系统的量测修正与故障检测实现方案,构建了基于新息正交性的自适应滤波北斗/SINS紧组合导航架构,根据滑动窗口内新息动态变化特性修正系统量测噪声方差,在北斗导航信号受到较大干扰、发生异常的情况下,对品质较差的卫星测量信号进行识别,并对检测超出一定阈值的突变卫星信号实现故障隔离,从而提高系统适应能力,增强北斗/SINS紧组合导航系统容错性.构建了北斗/SINS组合导航系统仿真验证模型,结果表明,基于惯性辅助的北斗导航方法能够有效检测出卫星信号故障,提高了系统的适应性和定位精度.     

量子定位系统技术发展及其对导弹武器发展的影响

针对现有导航技术的不足,特别是天基卫星导航技术（如GPS）易受到干扰和破坏,美英两国相续进行了量子定位系统技术的研究。分析了量子定位系统产生的背景,阐述了量子定位系统的概念,对量子定位系统进行了分类,分析了其特点,重点梳理了量子定位系统的发展轨迹,继而分析了量子定位系统对导弹武器发展的影响,最后给出总结。     

基于UWB/SINS组合的行人导航研究

在特殊环境下全球定位系统(GPS)信号强度被严重削弱,此时基于GPS技术的导航设备将受到严重影响。针对不依赖GPS的行人导航定位需求,提出了一种基于微机电捷联惯导系统(SINS)与超宽带(UWB)定位系统相结合的行人导航方法。该系统由捷联惯导系统与超宽带定位系统组成,行人导航算法在传统的捷联算法的基础上引入了零速修正技术用于检测零速时刻,并使用阈值法剔除了超宽带错误信息,通过联邦Kalman滤波融合了零速、位置和航向信息,并对系统速度、位置、航向进行了校正。行人导航实验表明,该方法能够提升系统定位精度,并进一步加强系统的稳定性与可靠性。     

INS/SAR组合定位技术研究

主要研究了INS/SAR组合对运动目标的定位算法。首先,建立了INS/SAR组合定位系统数学模型;其次,基于卡尔曼滤波方法和alpha-beta滤波方法完成了INS/SAR组合定位算法设计;最后,考虑组合导航系统误差及导引头测量误差,对定位算法进行了数字仿真及性能分析。仿真结果表明,所设计的INS/SAR组合定位算法在远距对运动目标具有较高的定位精度。     

基于北斗导航定位系统改进技术的定位误差仿真和分析研究

对北斗导航定位系统、使用三星定位技术及伪卫星技术的定位误差进行了仿真分析.通过仿真和分析表明,三星定位技术虽然解决了原有系统的缺陷,但存在定位精度的问题;而伪卫星技术不仅解决了原有系统的缺陷,同时提高了定位精度.     

基于对偶数的航天器多特征融合相对导航算法

针对基于视觉的航天器相对导航问题,利用对偶数推导并给出了航天器相对耦合动力学方程,该方程一体化描述了追踪航天器相对于目标航天器的姿态运动和轨道运动,且考虑了由非质心点引起的相对姿态与相对轨道之间的耦合影响。在对偶代数的框架内,统一描述了目标航天器上的特征点和特征线,并基于特征点、线在像平面的投影建立了多特征融合的单目视觉测量模型。最后通过对系统状态方程以及测量方程的线性化,应用迭代扩展卡尔曼滤波(IEKF)算法对非质心点的相对运动状态进行了估计。仿真结果表明,本文的算法能够对航天器非质心点的相对运动状态进行较高精度的估计。     

基于改进的自适应平方根容积卡尔曼滤波相对导航算法

针对无人机编队飞行时由于目标建模的不确定性导致相对导航滤波算法精度降低甚至出现滤波发散的问题,提出了一种自适应平方根容积卡尔曼滤波算法。首先,建立了无人机双机编队时的相对导航模型。然后,基于新息的自适应修正准则,对滤波状态预测量进行修正,进行了基于自适应修正的平方根容积卡尔曼滤波相对导航算法设计。最后,开展了仿真计算与结果分析。仿真结果表明,该算法具有较好的滤波精度和稳定性,且当目标运动状态与模型不匹配时,该算法与平方根容积卡尔曼滤波算法相比有更好的滤波性能。     

机载单站对运动目标无源定位跟踪算法

针对无源定位系统中,机载单站相对于运动辐射源目标作为状态模型,在测方位角及其变化率基础上,引入多普勒频率变化率参数构建观测模型。常用的扩展卡尔曼滤波（EKF）存在不稳定和精度低的问题,采用修正增益的扩展卡尔曼滤波算法（MGEKF）,找出修正函数矩阵,实现定位状态滤波估计。仿真结果表明,MGEKF算法较之EKF算法有较高的定位精度和较快的收敛速度。     

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。     

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.     

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。     

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.      

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。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

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。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.     

Thermal Stresses and Cracks During the Growth of Large-sized Sapphire with SAPMAC Method

本文利用有限元法对冷心放肩微量提拉法(SAPMAC)生长大尺寸蓝宝石单晶过程中的热应力进行了模拟计算,应用临界缺陷理论解释了裂纹的萌生与扩展机理。研究表明,晶体内的热应力主要与晶体生长速率,环境温度和结晶取向有关;较大热应力多出现在结晶界面,放肩、收尾以及直径急剧变化等位置;最大热应力总是出现在籽晶与新生晶体的界面附近。裂纹将在临界缺陷位置产生,并在应力作用下沿a或m面扩展。计算结果与实验结果基本吻合,通过晶体生长系统和生长工艺的改进,对晶体的开裂问题得到了有效的抑制。     

Optimization Design System for Composite Structures Based on Grid Technology

To solve the topology optimization of complicated multi-objective continuous/discrete design variables in aircmit structure design, a Parallel Pareto Genetic Algorithm （PPGA） is presented based on grid platform in this paper. In the algorithm, the commercial finite element analysis （FEA） software is integrated as the calculating tool for analyzing the objective functions and the filter of Pareto solution set based on weight information is introduced to deal with the relationships among all objectives. Grid technology is utilized in PPGA to realize the distributed computations and the user interface is developed to realize the job submission and job management locally/remotely. Taking the aero-elastic tailoring of a composite wing for optimization as an example, a set of Pareto solutions are obtained for the decision-maker. The numerical results show that the aileron reversal problem can be solved by adding the limited skin weight in this system. The algorithm can be used to solve complicated topology optimization for composite structures in engineering and the computation efficiency can be improved greatly by using the grid platform that aggregates numerous idle resources.