基于最优基站选择的超宽带和惯导融合定位方法

为提高基于超宽带的室内定位精度,设计了一种超宽带和惯性导航组融合定位方法.首先,采用基于改进马氏距离的异常值检测方法对超宽带测距过程中的异常值进行了剔除;然后,采用紧耦合滤波以超宽带测距值作为扩展Kalman滤波观测量,以惯性导航的位姿信息作为扩展Kalman滤波预测量,通过超宽带测距来不断校正惯性导航解算的数据融合定位方法.针对定位环境基站多功率消耗大且远距离基站观测数据非视距问题影响定位精度,提出了一种基于协方差矩阵迹作为度量信息的最优基站选择算法.采用传统轮询方法和最优基站选择方法对小车进行了矩形运动实验,实验结果表明:相比传统的轮询算法,采用最优基站选择方法的定位精度提高了15.3％,验证了本文方法的有效性.     

基于虚拟圆球模型的格网SINS/GNSS极区组合导航方法

由于地球椭球模型下格网系惯性导航系统力学编排复杂,因此,在推导格网系惯性导航误差方程时使用地球圆球模型来简化计算.针对此问题,提出了基于地球虚拟圆球模型下的格网系惯性导航力学编排,并在此基础上推导了格网系误差方程,设计了基于虚拟圆球模型下的格网系捷联惯性导航系统(SINS)与全球卫星导航系统(GNSS)的组合导航系统,实现了组合导航系统模型统一化.将中、低纬度跑车实验数据通过虚拟极区方法转换为极区实验数据,实验结果表明:稳定后姿态误差低于0.3',速度误差低于0.1m/s,位置误差低于5m,可以满足极区航行的导航精度要求.     

基于SLAM的地磁辅助惯性导航系统建模

本文将SLAM算法引入到陆地车辆的地磁辅助惯性导航系统中,通过分析建立了系统的数学模型,包括状态方程和测量方程.通过本文建立的模型,配合相应的滤波算法,可提高系统的导航定位精度和导航定位的自主性.     

高速列车进入隧道空气动力学模型实验分析

高速列车在进出隧道时,会产生一系列气动效应,引起噪声及车厢内压力变化,对乘客及环境造成损害.实验测试和数值模拟是研究这一问题的有效方法.本文利用这两种方法对高速列车在进入隧道过程中,压力的变化情况进行了计算和测试.从得到的结果可以看出,它们能够起到相互补充,互相印证的目的.通过对结果的分析,也得出压力波产生、变化的一些规律.     

一种统一惯性导航方法

捷联式和平台式惯性导航系统的导航方程不同:同一惯性测量系统选取不同导航坐标系时,导航方程也不同;各类力学编排形式多样、结构复杂且输出结果具有局限性.针对这些问题,提出一种统一惯性导航方法.惯性导航试验结果表明,基于统一惯性导航方程与基于传统惯性导航方程解算的结果一致,验证了统一惯性导航方程的有效性.     

不同定位精度ＩＮＳ 下的重力匹配算法适用性研究

重力辅助导航是以惯性导航为基础的辅助导航方法, 惯性导航系统（ＩＮＳ） 的误差特性 直接影响匹配算法的定位效果。通过对几种经典的重力场相关匹配及滤波匹配算法的研究及匹 配仿真实验指出, ＩＮＳ 定位精度的变化会改变不同匹配算法间的优劣关系, 从而改变匹配算法的 适用性, 并得出了适用于不同定位精度ＩＮＳ 的匹配算法的结论。该结论为搭载不同精度ＩＮＳ 载体 的重力场匹配算法的选择提供依据, 具有一定现实意义。     

不同定位精度INS下的重力匹配算法适用性研究

重力辅助导航是以惯性导航为基础的辅助导航方法,惯性导航系统(INS)的误差特性直接影响匹配算法的定位效果。通过对几种经典的重力场相关匹配及滤波匹配算法的研究及匹配仿真实验指出,INS定位精度的变化会改变不同匹配算法间的优劣关系,从而改变匹配算法的适用性,并得出了适用于不同定位精度INS的匹配算法的结论。该结论为搭载不同精度INS载体的重力场匹配算法的选择提供依据,具有一定现实意义。     

高速列车进出隧道空气动力学特征模型实验分析

高速列车在进出隧道时，会产生一系列气动效应，以致于在隧道周围形成噪声污染，降低列车乘坐的舒适度。模型实验是研究和解决这些问题的有效方法。在建立高速列车模型实验相似准则的基础上，利用压缩空气式高速列车模型发射系统对高速列车进入隧道过程进行了模型实验，对测试结果进行了分析，得出压缩波产生、传播的一些规律，并将测试结果与现场实测数据进行比较，验证了模型实验结果的可用性和相似准则的正确性。     

高速列车穿越隧道时一维非定常流的数值研究

本文采用特征线方法，对高速列车穿越隧道时引起的一维非定常流动进行数值研究，在流动的控制方程中，对Ｋａｇｅ等人的能量方程进行了修正，以计入侧壁在径向运动时对气体做功，该修正一方面从理论上消除了能量方程与等熵假定间存在的不致性，另一方面，数值计算的结果表明，侧壁径向运动时气体做功的影响在本项研究中是不能被忽略的。     

基于动力学约束的实时弹道滑动处理方法

应用卫星短弧定轨理论,根据导弹运动特性建立被动段弹道动力学模型来约束其运动,研究了基于动力学约束的实时弹道滑动处理方法,能有效地提高弹道的定轨精度和稳定性。同时通过设计合理的累积窗口和滑动窗口宽度,可实现弹道处理近实时的快速计算。仿真结果表明,将该方法用于被动段实时弹道处理,其速度精度可提高1～2个量级,明显地克服了滤波定轨的收敛时间较长和单点定位精度较差的不足。     

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。     

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。     

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。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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