低轨导航星座增强BDS精密单点定位技术验证CSCD

首先介绍了低轨增强北斗精密单点定位(PPP)的观测模型、参数估计与数据处理策略。然后对低轨导航增强仿真验证系统及误差仿真配置进行了说明,基于验证系统仿真了全球20个监测站的北斗及低轨导航数据,并通过单北斗及低轨增强北斗静态PPP试验,给出了低轨增强北斗的高精度定位测试评估结果。结果表明,加入150颗低轨卫星观测量后,20个测站PPP精度收敛到10cm之内只需约1min;低轨增强北斗实现静态收敛后,定位精度东方向均值为1.5cm,北方向均值为0.3cm,高程方向均值为2.2cm。相较于北斗单独精密定位,20个监测站收敛后组合定位精度从5cm左右提升到3cm左右。加入低轨卫星可大大加快PPP收敛速度,提升定位精度,验证了低轨卫星在增强PPP精度和收敛速度上的优越性,同时仿真验证系统可支持全链路闭环仿真验证。     

直升机旋翼瞬态气弹运动有限元模型研究

从能量变分原理出发建立了旋翼的瞬态气弹有限元模型,模型考虑了旋翼转速加速度对桨叶动能变分的影响。采用叶素理论建立了桨叶在复杂流场中的气动载荷模型,模型计入了旋翼主轴纵倾和横滚角的影响,研究了流场风速分量的计算。运用所建模型仿真分析了直升机在护卫舰尾流场内起动时桨叶的挥舞、摆振、扭转(变距)等瞬态运动过程。模型可用于旋翼的振动仿真分析、噪声估计和故障诊断方法的验证。     

动能拦截器姿轨控发动机开关机控制规律设计

研究了动能拦截器轨控发动机的变推力实现方案,重点设计了姿轨控发动机的开关机控制规律,并通过拦截过程仿真,对所设计的控制规律进行了验证。仿真结果表明,姿控系统可以达到很高的角度控制精度,轨控系统可以控制拦截器与目标直接相撞。这说明所设计的姿轨控发动机开关机控制规律是有效的。     

变循环发动机风车起动建模及仿真研究

为了满足变循环发动机风车起动性能仿真的需求，建立了变循环发动机部件级风车起动模型。针对旋转部件等熵效率不连续的问题，提出使用换算扭矩代替等熵效率的方法，给出了旋转部件全转速特性拓展方法。提出了考虑点火及燃烧稳定性的燃烧室稳定性模型。考虑了变循环发动机的8个可调参数，采用差分进化算法对变循环发动机的风车及风车起动性能进行了优化。结果表明，风车状态时，变循环发动机在单外涵模态具有更高的核心机物理转速，有利于点火之后核心机物理转速快速趋于其慢车值。单外涵模态时，变循环发动机在风车状态的可调参数仅与飞行马赫数有关，为了保持较高的核心机物理转速，后涵道引射器外涵面积需随飞行马赫数的增加而减少，其余参数皆固定在其最佳值。飞行高度6km、马赫数0.8时，变循环发动机在单外涵模态下的风车起动时间为1.4s。风车起动过程中燃油流量的增长主要受燃烧稳定性所约束。通过对可调参数的优化，可使变循环发动机在风车起动过程中的关键性能参数最大程度的逼近其限制值，从而减少风车起动时间。     

基于参数自适应变分模态分解的行星齿轮箱故障诊断

针对变分模态分解需要人为设定模态数量以及在强噪声情况下容易造成分解错误的问题,提出了依据功率谱密度极值点自适应确定模态数量与中心频率的参数自适应变分模态分解方法,通过信号仿真分析验证了方法的有效性。基于参数自适应变分模态分解提出了一种行星齿轮箱故障诊断方法,应用于行星齿轮箱第2级太阳轮裂纹的故障诊断,行星齿轮箱传动实验台的试验结果表明:该方法能实现振动信号准确分解,有效提取和辨别出故障特征频率,实现了在强背景噪声和微弱故障信号情况下对第2级太阳轮裂纹故障的准确诊断。      

基于惯性定位定向的高铁轨检仪分析研究

根据高铁轨道静态检测的测量需求,设计了一种利用定位定向技术的0级轨检仪,并详细阐述了其构成和工作原理,介绍了其特点。通过对比性分析论证,优选了一种测量精度高、操作方法简单且可大幅度提高测量效率的设计方案。理论仿真表明该系统测量精度能够达到优于1.3mm/km的水平。根据理论仿真结果搭建了原理简易验证设备,结合高铁测控网的测量基准,在一段高铁的弯道铁轨上进行了验证测试,测试结果表明采用定位定向技术的0级轨检仪具备实际工程化的潜力,以及提高测量效率和精度的能力。     

变参数滑模极值搜索算法研究

针对滑模极值搜索算法中系统在提高控制精度与收敛速度之间存在相互制约的问题, 提出了变参数滑模极值搜索算法,分析了两种变参数的形式,通过仿真对比,说明变参数滑模极值搜索算法能同时兼顾系统的收敛速度和控制精度。     

抽吸对高超侧压进气道自起动性能的影响

针对某型高超侧压进气道设计了纵向槽、横向槽和圆孔等4种抽吸方案,对各方案的进气道流场进行了数值模拟.结果表明:抽吸可以显著提升进气道的自起动性能,且对进气道不起动流场的分离区进行抽吸的效果最佳,文中最优方案将进气道的自起动马赫数由4.6降至3.7.对进气道进行了马赫数为4条件下变攻角的风洞试验,验证了抽吸对提升进气道自起动性能的有效性.      

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

某型涡轴发动机起动控制规律优化设计及验证

某型涡轴发动机在低温环境下由于供油流量偏低多次起动失败,为此提出了1种优化的转速速率闭环起动控制规律,并根据发动机实际使用情况设计了供油限制线。经高空台验证,结果表明:采用优化的起动控制规律提高了发动机对低温环境下流量偏差的容忍能力,可解决该型发动机低温环境下起动失败问题。     

空空导弹高抛弹道作战效能研究

为增加空空导弹的射程,设计了采用奇异摄动中制导律实现导弹迅速爬升并在最优高度上巡航的高抛弹道。建立了四种目标机动模型,通过弹道仿真,将奇异摄动中制导与弹道形成最优中制导进行对比,得到不同初始高度两种制导方式的最远初始攻击距离,分析了初始高度对高抛弹道性能的影响。仿真结果表明,所设计的高抛弹道能有效地增加空空导弹的攻击距离,进而提高导弹的作战效能。     

临近空间固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化

针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算法。为了准确评估飞行器的最大航程能力,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法获得给定发动机设计方案下的最大航程。为了提高发动机与轨迹一体化设计优化效率,提出了基于Kriging代理模型的多采样点高效全局代理优化算法,并进行了数值验证。计算结果表明：该优化方法收敛速度快,相比传统参数优化算法可以显著减少耗时目标函数和约束函数的计算次数,并能够有效地实现临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化。     

基于Backstepping的 多输入极值搜索系统控制器设计

针对一类含未知参数的多输入极值搜索系统的控制器设计问题,设计出极值搜索系统的状态量极值参考轨迹,利用Backstepping方法进行控制器设计,给出未知参数估计律,以实现对目标函数的极值搜索过程。数字仿真验证了所提出的基于Backstepping的控制器设计方法的有效性。     

基于Backstepping的严格反馈极值搜索系统控制器设计

针对一类含不确定参数的严格反馈型极值搜索系统的控制问题,将极值搜索方法和反演(Backstepping)控制方法相结合,设计出系统状态的极值参考轨迹,利用 Backstepping控制方法逐步递推选取适当的 Lyapunov函数设计控制器和不确定参数自适应估计律,实现目标函数的极值搜索。仿真表明所提出控制器设计方法的有效性。     

自动变桨距螺旋桨电推进系统能效优化方法

为了提升自动变桨距螺旋桨电推进系统的整体效率,引入最优功率控制规律：自动变桨距螺旋桨电推进系统可根据飞行工况和推力需求,同时调节桨距角和螺旋桨转速两个变量,最终获得一组桨距角和螺旋桨转速的组合,使得推进系统在满足推力需求的情况下实现最小的功率消耗,最终达成飞行任务剖面内最小能耗控制的目标。为了验证方法的有效性,针对同一电推进系统,分别采用最优功率控制规律和恒速控制规律完成相同的飞行任务剖面,获得了两种控制规律下的螺旋桨推进效率、电动机效率、电推进系统总效率和电推进系统能耗数据。结果证明：相较于恒速控制规律,最优功率控制规律能够有效的提升电推进系统效率并降低能耗,完成相同飞行任务剖面的能耗降低6.3%左右。     

无稳定状态颤振的单变量极值搜索算法仿真

针对无稳定状态颤振的单变量极值搜索算法限制条件较为严格的问题,利用平均化方法构造了平均化系统并证明了算法的稳定性,给出了系统参数的选取条件。以微喷十字粱实验系统为例进行应用仿真研究,说明无稳定状态颤振极值搜索算法可减弱系统颤振,改善算法稳定性和准确性。     

晨昏轨道摄动特性分析

针对晨昏轨道演化问题,根据不同摄动源对半长轴、偏心率矢量、倾角矢量进行公式推导与演化分析,并重点对降交点地方时漂移进行分析,证明晨昏点的简谐振荡特性向开口向上的抛物线漂移特性转化,最后结合实际的轨道动力学数据进行检验.结果表明,通过准确的入轨控制,可以实现晨昏轨道的降交点地方时十余年的长时间保持,既保障了卫星具有良好光照和能源供给,同时又能应用于长寿命卫星在轨测控与管理的能源预测、轨道数据注入核查等方面.     

无位置传感器永磁无刷直流电机位置检测误差因素分析

无位置传感器永磁无刷直流电机的反电动势过零点相电压检测法由于低通滤波器和二极管续流造成非导通相相电压过零点相移与反电动势过零点不一致。经分析、仿真和试验,确定了过零点相移问题的原因。为此,提出了AD采样端电压检测反电势过零点的方法。通过试验证明了该方法的可行性。     

新型高效低谐波绕组设计

介绍一种新型高效低谐波绕组,初步分析了该绕组磁势谐波的特点。采用有限元方法进行电磁场分析,表明新型高效低谐波绕组电机可以有效降低电机谐波,改善电机磁场分布。通过样机制造和电机试验,证实了新型高效低谐波绕组电机杂散损耗大幅度减小,电机温升显著降低。     

塞式喷管设计和性能验证

提出了简化的塞式喷管型面设计和优化方法,并以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管一单元直排塞式喷管性能进行了热试实验验证.用圆弧和抛物线近似内喷管型面,用抛物线和三次曲线近似塞锥型面,以从海平面到设计高度的飞行总冲最大为目标函数,进行塞式喷管型面设计和优化.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在三个不同高度下,实验喷管效率在93%～98%之间,预计设计点效率不低于98%.实验结果表明,所提出的塞式喷管型面设计和优化方法是合理可行的.