基于回收着陆段精细模型的飞船落点预报

针对载人飞船回收着陆阶段伞-舱系统运动轨迹受中高空水平气象风影响大的特点,研究建立了回收着陆段完备的伞-舱多体动力学模型,提出了回收着陆轨迹预报算法,分析比较了简化的三自由度动力学模型和精细的多体动力学模型的数值预报效果,并与“神舟八号”返回舱实时降落轨迹和实测落点位置进行了比较分析.结果表明,精细的伞-舱动力学模型为回收着陆气象风修正落点预报提供了更精确、更详细的信息,利用该模型预测返回降落轨迹和着陆落点位置,有助于减小飞船的搜救范围,缩短搜救时间.     

一种飞船返回舱落点选优算法的设计与实现

设计一种选优算法。算法依据概率论,以寻找落点最密集区域为思路,从已知众多飞船返回舱落点数据中计算产生一个“优秀”落点,即尽可能接近返回舱的实际着陆点。     

先验模型在载人飞船轨道返回泄压中的应用

载人飞船返回前为保证正常分离而采用了泄压的模式。分析返回泄压影响轨道的问题,建立相应的简化轨道泄压力经验模型,利用载人飞船返回前的测轨数据进行分析,得到了一致的泄压摄动加速度,并将该参数和模型应用于神舟十号载人飞船返回过程中。结果表明,飞船轨道预报至返回制动点的精度达到百米级,与以前的飞船返回过程相比有效提高了制动点的预报精度。     

先验模型在载人飞船轨道返回泄压中的应用简

载人飞船返回前为保证正常分离而采用了泄压的模式.分析返回泄压影响轨道的问题,建立相应的简化轨道泄压力经验模型,利用载人飞船返回前的测轨数据进行分析,得到了一致的泄压摄动加速度,并将该参数和模型应用于神舟十号载人飞船返回过程中.结果表明,飞船轨道预报至返回制动点的精度达到百米级,与以前的飞船返回过程相比有效提高了制动点的预报精度.     

基于气象风修正的返回舱落点快速预报方法

针对载人飞船回收着陆阶段伞-舱系统运动轨迹受中高空水平气象风影响大的特点,研究建立了回收着陆段完备的伞-舱多体动力学模型,提出了一种基于气象风漂移修正的返回舱落点快速预报方法,在"神舟八号"、"神舟九号"任务中进行了验证试验,并与现有返回舱落点预报方法进行了比较。结果表明,基于伞-舱多体动力学模型的气象风漂移修正量精度较现有方法提高了30%,利用该方法可快速准确预报返回舱着陆落点位置,有助于缩小飞船搜救范围,缩短搜救时间。     

飞船返回控制精度分析与应用

将飞船返回控制过程按不同阶段进行分解,分析返回各阶段的返回控制精度影响因素,并标定返回制动推力系数。根据返回控制精度分析结果,进行技术状态改进,在神舟十号返回任务成功验证了引入返回泄压模型进行轨道预报、采用返回制动推力系数标定结果计算返回控制参数,可以有效提高返回控制精度,对如何减小返回控制误差,在工程设计上具有借鉴作用。     

飞船返回控制精度分析与应用简

将飞船返回控制过程按不同阶段进行分解,分析返回各阶段的返回控制精度影响因素,并标定返回制动推力系数.根据返回控制精度分析结果,进行技术状态改进,在神舟十号返回任务成功验证了引入返回泄压模型进行轨道预报、采用返回制动推力系数标定结果计算返回控制参数,可以有效提高返回控制精度,对如何减小返回控制误差,在工程设计上具有借鉴作用.     

飞船自主应急返回控制参数确定方法及应用

当飞船在无地面测控支持的运行段飞行时,必须考虑故障情况下飞船自主返回应急着陆区的控制参数确定问题。本文根据飞船自主应急返回的主要特点和应急着陆区的选取原则,在分析飞船再入动力学过程和实际测量数据的基础上,确立了一种飞船自主应急返回的控制参数计算方法及流程,并简要介绍了该方法在“神舟4号”等飞船测控任务中的应用。     

基于统计分析模型的飞行器落点预报方法

目前飞行器落点预报主要采用人机交互方式进行处理,而不同人员计算出的结果存在较大差异.针对该问题,提出了一种基于四阶龙格库塔计算方法的落点预报分布式计算统计分析模型.该模型根据飞行器的运行轨迹特性和在无动力、无控制、常质量段的预报落点具有集中分布的特点,采用零假设和备择假设统计方法对预报落点过滤选择,并对有效预报落点求其数学期望值.采用实际测量数据对所提出的模型进行了可行性和有效性验证,试验结果表明,该模型不仅具有较强的实时性、稳定性,而且当飞行器运行距离在数千千米时,该方法计算出的平面位置误差仅为几十米.     

一种跳跃式返回再入的预测—校正制导方法

再入地球大气是探月飞船返回的关键阶段,再入制导是返回再入中的难点问题.飞船跳跃式再入过程复杂,标准轨道制导方法难以满足任务要求,因此具有高精度和强鲁棒性的预测—校正制导方法成为解决问题的首选.以探月飞船跳跃式再入为背景,设计了数值预测—校正制导律,研究了基于嵌套式积分算法的航程快速预报方法和基于有界试位法的倾侧角剖面快速更新算法,提出了一种气动系数误差和大气密度误差的在线参数辨识方法,并基于最大偏差法和蒙特卡洛打靶法进行了仿真分析.结果表明,预测—校正再入制导方法在跳跃式再入问题上具有较高的精度和较好的鲁棒性.5 000 km再入航程时,开伞点误差在2.5 km以内.     

基于AMDAR的航路气象模型研究

提出了一种基于AMDAR的航路气象模型。该模型通过设置虚拟观测点和应用基于卡尔曼滤波的数值气象预报释用技术,融合AMDAR数据和世界区域预报系统（WAFS）发布的格点预报数据,有效提高了航路上气象要素预报的时空分辨率、精度和航路飞行效率。仿真试验表明,航路气象模型的预测性能显著优于目前使用的WAFS预报。     

齿轮传动线外啮出冲击建模与计算

基于齿轮传动线外啮出冲击原理,提出在啮合线方向上构建含系统等效误差和齿对综合变形的啮出冲击计算模型.根据齿轮变形随载荷变化的曲线推导出线外啮出冲击点的综合变形.将系统等效误差与齿对综合变形沿啮合线方向进行合成,求出线外啮出点与冲击点的位置.根据啮合点法向速度相等原理,求解线外啮出过程中被动齿轮最小转速和啮出冲击速度,进而求解出线外啮出冲击力.结果表明:线外啮出冲击力为啮入冲击力的70%~80%.即啮出冲击对齿轮传动较啮入冲击的影响要小,验证了啮出冲击和啮入冲击对"啮合合成基节误差"具有不同的作用效果.     

Aeroelastic stability analysis of a bird-damaged aeroengine fan assembly

Bird strike is a major consideration when designing fan blades for large-diameter aeroengines. Current methods rely on impact tests and structural optimisation but it is highly desirable to have predictive numerical models to assess the aerodynamic and aeroelastic stability of bird-damaged fan assemblies. The aim of this paper is to present such a methodology and to study a representative case. The particular fan assembly under investigation contained two consecutive blades with unequal impact damage, the so-called heavy-damage and medium-damage blades. A detailed finite element analysis of the dynamic behaviour revealed that the vibration modes were significantly different from those of the tuned assembly. The twin modes were found to be split into single modes, some with highly distorted modeshapes, the so-called rogue modes. A nonlinear viscous flow analysis revealed truly unsteady effects and time-accurate aeroelasticity analyses with vibratory blade motion were undertaken to investigate the flutter stability. The computational domain included both a whole-annulus fan assembly and an intake duct and the resulting mesh contained approximately 2,200,000 grid points. The investigation was conducted for two points on the compressor characteristic, the first one corresponding to higher mass flow/lower pressure ratio and the second one to lower mass flow/higher pressure ratio. At the higher mass flow point, the flow separation was restricted to the immediate surrounding passages and the forcing onto the downstream blades was relatively small. However, a rotating stall event was observed for the lower mass flow point and the subsequent unsteady aerodynamic forces on the blade were high. At both mass flow settings, the flutter stability of the damaged fan assembly was predicted to be worse than that of the undamaged reference assembly.     

亚洲10大枢纽机场运营绩效预测研究

提高机场未来运营绩效是可持续发展的关键,对其进行准确预测是改善机场运营绩效的基础。考虑到突发事件的影响,单纯定量预测存在预测失真问题,本文采用定性定量结合分析法预测亚洲 10 大枢纽机场“十四五”期间的运营绩效,对比灰色模型定量分析法和 ARIMA 模型的预测结果,并对机场运营绩效预测结果进行分析。结果表明：灰色模型定量分析法比 ARIMA 模型更适合预测机场运营绩效;与实际统计值相比,灰色模型预测的误差都小于 4%,预测精度较好;采用定性定量结合分析法得到了机场未来运营绩效预测的结果,比单纯定量预测更符合实际情况。     

基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法

为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。     

一种基于航摄图像特性的H.263压缩算法的改进

研究了航摄视频图像的特性,并根据航摄视频图像的特性,从预测初始搜索点、搜索策略和半像素精度运动估值方面改进了H.263标准中的运动估计算法。实验结果表明,针对航摄图像特性改进的算法比全搜索算法和三步搜索算法具有更高的搜索效率。     

基于支持向量机方法的发动机性能趋势预测

为了提高对航空发动机性能趋势预测的精度，提出利用支持向量机方法来预测表征发动机整体性能的参数一性能综合指数。建立了基于支持向量回归的一步及多步预测模型，利用该模型对性能正常衰退及性能异常发动机的综合指数分别进行预测，并与自回归(AR)模型的预测值进行比较。结果表明，基于支持向量机的预测模型比AR模型的预测精度更高，其四步预测精度由80．56％提高到88．51％。因此该模型尤其适合中、长期预测。     

考虑半径补偿的三坐标测量数据精确配准方法

叶片模型的配准定位是叶片形状检测分析的一个核心环节,针对涡轮叶片的三坐标测量数据在基于迭代最近点的配准定位中与CAD模型表面点的配准关系不对应的问题,提出一种考虑半径补偿的精确配准方法。在求取配准点集的过程当中考虑到半径补偿,使得测量点集与待配准点集之间的关系相对应,进而获取更高的配准精度。进行基于仿真数据的配准试验及对比,给出了基于实测数据的应用与分析,验证了该方法的精确性与实用性。结果表明,考虑半径补偿的三坐标测量数据精确配准方法是可行的。