基于状态感知的航空发动机变基线模型建模方法研究

机载模型是先进航空发动机控制方法的基础,基线模型作为机载模型的重要组成部分,其建模准确度决定了机载模型的精度。针对传统单一基线模型在局部飞行包线精度高,而难以用于发动机全包线、全状态稳态性能预测的问题,提出了一种基于状态感知的发动机变基线模型建模方法。首先在小波变换滤波的基础上,提出基于状态感知的最优稳态数据筛选阈值计算方法,以减少稳态数据的错选或遗漏;其次,提出基于高斯混合模型（GMM）的变基线模型建模方法,利用GMM实现飞行数据自主聚类,并结合回归分析法,构建全包线、全状态的高精度变基线模型。仿真结果表明：本文提出的稳态数据筛选方法能有效避免数据错选或遗漏,相比于常规的单一基线模型,所提出的变基线模型可使高、低压转子转速的相对均值误差分别减小45%,30%以上。该方法能显著提升基线模型精度,同时实现了稳态数据自动化提取,避免了过多依赖人工经验且难以获得最优阈值的问题。     

超短基线安装误差对定位精度影响分析及其标定技术研究

安装误差是超短基线水声定位系统的重要误差源之一,直接影响超短基线的定位精度。本文采用数值仿真的方法分析了超短基线安装误差角对其水平定位精度的影响,针对传统标定方法受母船航行轨迹影响较大而不能准确估计安装误差的问题,提出了一种基于单应答器双矢量重构的安装误差估计方法。该方法为确定超短基线安装误差估计模块的迭代次数提供了理论依据,并且可以有效地避免安装误差的估计值收敛于伪点。水下实验结果表明,经过安装误差角补偿后的超短基线定位系统对目标应答器的定位精度与参考真值相比,80%以上的定位误差在1m以内,证明了本算法可以在一次环绕航行中完成水下应答器的定位及超短基线安装误差角估计,具有估计精度高,操作简便,易于实现的特点。     

基于轨道外推的分布式卫星InSAR系统基线转换新方法

为了满足分布式卫星InSAR系统高精度干涉测高对干涉基线的要求,本文提出了利用轨道外推的基线转换新方法。利用卫星运行速度在雷达1个脉冲重复周期内变化很小这个特点,将测量基线进行插值后,根据雷达复图像配准偏移时间进行外推,得到干涉基线。仿真验证结果表明,利用该方法进行的基线转换,转换精度较高,可以满足分布式卫星InSAR系统干涉测高对干涉基线的要求。     

干涉合成孔径雷达基线的估计

研究了对干涉合成孔径雷达系统有重要影响的基线的估计方法。根据多飞干涉合成孔径雷达系统的特性,基线在平台的运动过程中是变化的。为了充分利用现有的资料,首先根据干涉系统的轨道参数计算基线参数,然后利用有限的参考点信息,如角闪烁器,形成迭代算法,从而实现准确估计基线在运动中特征的目的。意大利Ｅｔｎａ火山口数据的处理结果验证了本文提出算法的可靠性。     

测距基线场强制归心装置的设计与安装

全站仪和测距仪的计量检定、校准需要室外长度基线场。本文介绍了一种强制归心装置的设计和安装方法,使基线场地的强制归心误差在±0.1mm以内,基线墩中心的直线度控制在1'以内。测试数据表明,各项指标均满足规程、规范要求。     

基于PDM基线的研究与实施

本文基于PDM的基线实施,从基线的种类、功能和用途出发,分析了基线管理的各个步骤及实施基线管理生产管理方式的变化,并对基线投放和变更管理进行了分析。通过实施基线管理能有效记录产品的技术状态,保证产品的图纸和实物的一致性,为产品维修带来技术保障。     

发动机基线方程的建立和应用

本文介绍了应用正交试验设计原理及最小二乘曲线拟合原理建立航空发动机基线方程的方法,将此拟合基线方程应用到航空发动机状态监控与故障诊断系统中,满足了趋势分析和故障诊断的要求。     

航空发动机排气温度基线建模方法

为实现航空发动机巡航过程中的实时监控,及时发现发动机状态参数的异常变化,提高飞行安全水平,建立航空发动机排气温度(EGT)健康基线。以CFM56-5B型航空发动机为例,将A320飞机机载ACARS系统下传的报文作为原始数据样本,依照设定的数据筛选原则和预处理方法,建立RBF神经网络的输入训练样本和输出训练样本。选用观测基线为网络的输出节点,应用Pearson相关性分析确定网络的8个输入节点。以高斯函数作为网络隐藏层的激励函数,线性函数作为输出层的激励函数,使用NeuroSolutions 6软件实现网络算法。对预测基线和观测基线实施配对非参数检验和图形对比以检验网络精度,结果表明建模方法是建立航空发动机排气温度健康基线的一种有效方法。     

计算机辅助实现航空器基线转弯程序设计的方法

随着航空事业的迅速发展,空中交通日趋繁忙,科学合理地利用空中资源是发展航空事业的基础.飞行程序设计是航行工程的重要组成部分.目前,国内大部分飞行程序设计主要还是手工设计,设计周期长,设计信息管理不规范.本文介绍了计算机辅助航空器基线转弯程序设计的方法、主要数据结构和实现算法.文章所描述的系统采用了数据库技术、地理信息系统技术和空间几何算法,实现了对航空器基线转弯程序设计过程和设计结果评价的可视化.解决了航空器基线转弯程序设计多年来的手工操作问题.     

多机构比对融合的分布式InSAR编队星间基线确定

星间基线高精度确定是分布式干涉合成孔径雷达（InSAR）系统完成科学任务的重要保证,受星载全球定位系统（GPS）接收机连续跟踪弧段短、个别弧段共视GPS卫星个数少或模糊度固定成功率低、频繁轨道机动等因素影响,分布式InSAR高精度基线确定仍有不可靠的风险。通过多机构产品互比来识别基线精度较差的时间段,降低不可靠风险,并通过多机构产品融合进一步提高基线精度。选用重力反演与气候实验（GRACE）卫星数据进行实验,国防科技大学（NDT）和西安测绘研究所（CHS）采用不同的基线处理软件和简化动力学策略,保证了各自的基线产品具有一定的独立性。实验表明,多机构互比对可以有效识别基线精度较差的时间段,NDT和CHS的基线产品之间具有很好的一致性,互比对残差的均方根（RMS）在R、T、N方向分别为0.7、0.9、0.7 mm,二者之间没发现明显系统偏差,大约97.86%的基线三维互比对残差量级在2 mm以内。两个机构基线产品融合后发现可进一步降低基线产品中的随机波动误差,K/Ka波段测距（KBR）系统校核结果表明融合基线产品精度较NDT基线产品提高8.97%,较CHS基线产品提高29.21%。     

仅用相位差变化率的机载单站无源定位方法及其误差分析

针对以往单站无源定位系统中长短基线干涉仪系统复杂、角度测量易受干涉仪通道幅度/相位不一致的影响等问题,提出了一种仅仅利用长基线干涉仪(LBI)的相位差变化率实现单站无源定位的新方法,并对该定位方法误差的克拉美-罗下限(CRLB)进行了推导和分析,计算并分析了不同的干涉仪基线安装方向、不同的观测器运动方式下的定位误差几何分布(GDOP)。结果表明,仅用相位差变化率定位时,为了达到侧翼最好精度,干涉仪最好平行机身安装;为了达到侧前方较好精度,干涉仪需垂直安装;观测器的运动姿态最好发生某种机动变化。     

改进型Gappy POD翼型反设计方法

 为了提高基本Gappy本征正交分解(POD)翼型反设计方法的精度,在原始方法快照采样过程中,调整参数化方法,并用已产生翼型中压力分布最接近目标压力分布的翼型替换基础扰动翼型,形成最优快照替换采样法。在迭代求解阶段,根据迭代产生的压力分布与迭代产生的翼型实际压力分布之间的误差,引入校正快照,并据此调整目标压力分布,形成校正迭代法。实际算例表明,最优快照替换采样法所采集快照张成的空间较原始采样法更接近设计目标。而校正迭代法较原始迭代法能明显提高反设计精度。但最佳模态数量的选择对于Gappy POD翼型反设计方法仍然是一个难点。     

Optimal air-launching rocket design using system trades and a multi-disciplinary optimization approach

Compared with the conventional ground rocket launching, air-launching has many advantages. However, a comprehensive and integrated system design approach is required because the physical geometry of air launch vehicle is quite dependent on the installation limitation of the mother plane. For the selection of the best system alternative, a trade study for the first stage engine type and launching speeds is performed using a sequential optimization technique, confirming the feasibility of the baseline air-launching rocket. Then, a system design has been performed using the multi-disciplinary feasible (MDF) design optimization method. Analysis modules include mission analysis, staging, propulsion analysis, configuration, weight analysis, aerodynamics analysis and trajectory analysis. As a result of multi-disciplinary system optimization, a supersonic air launching rocket with total mass of 1244.9 kg, total length of 6.36 m, outer diameter of 0.60 m has been successfully designed to launch a satellite of 7.5 kg to the 700 km circular orbit.     

型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计

型面旋转的变马赫数可调风洞喷管因其能够实现出口马赫数的连续快速变化、调节容易和流场品质较好等优点,成为目前地面变马赫数风洞研究的热点。将出口马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数风洞喷管作为研究对象,基于iSIGHT和Fluent等软件搭建了适于该风洞喷管的优化设计平台,研究了型线设计中设计点马赫数、初始膨胀线和附面层修正量等因素对变马赫数出口流场的影响,应用NSGAⅡ算法在依据试验设计点所构建的Kriging近似模型上搜索,得到最优的风洞喷管基准型线,并对该基准型线进行二维、三维数值仿真校核,结果显示：通过旋转优选得到的基准型线能够得到马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数出口流场,且流场均匀性基本满足固定型面、单设计点风洞喷管的国军标（GJB-1179-91）合格指标,为变马赫数可调风洞喷管在变马赫数风洞中的实际应用奠定了良好的基础。     

无参考主动Lamb波结构损伤时反成像监测方法

主动Lamb波损伤监测中的差信号方法获取损伤散射信号容易受到结构和环境等外界因素的影响。针对该问题,提出了无参考信号的损伤成像定位和监测方法;研究了回波式压电阵列的布置方法,并设计采用时间反转窗函数,清除Lamb波监测信号中的直接传播信息和边界反射信号,以截取出内部散射信号;通过控制压电阵列布局、设置窗函数等技术条件,基于时间反转理论中对波源的自适应聚焦原理,直接利用当前状态下的传感信号实现对结构损伤的实时成像、定位与评估,不再需要健康信号作为参考。在玻璃纤维复合材料板上的实验结果表明,该方法能较为准确地实时监测出损伤的位置、范围等特征。     

Rotation method for direction finding via GPS carrier phases

A baseline rotation method is proposed for determining the direction of the baseline vector via Global Positioning System (GPS) carrier phase measurements. The space difference technique is adopted to resolve GPS carrier phase cycle ambiguities. Possible applications include the determination of the aiming directions of artillery rockets and the line of sights of tracking radars, etc. For such armaments, the direction findings are important and the rotating mechanisms are well equipped already. A general baseline vector which can be rotated on a two-degree-of-freedom platform is considered first. The relationship among the baseline vector and the two rotation axes is not known. A sequence of rotations is used to change the configuration of the system to find the direction of the baseline. Under different circumstances such as the cases that some orthogonal conditions among the unknown vectors are given, simplified algorithms are devised. To verify our method, software simulation and hardware experiments have been conducted. The simulation outcomes are used to determine the experimental parameters, such as the length of the baseline, the rotation angles etc. The results of repeated hardware experiments show that the sample standard deviation for the azimuth angle and the elevation angle of the 1.35 m baseline vector are 0.91 deg and 1.23 deg, respectively. The GPS receivers employed are Motorola ONCOREs. The errors of the estimated direction angles induced by the inaccuracy of rotation angles, which are unavoidable due to the imperfectness of the mechanical structure, are analyzed as well. Numerical examples for the error analysis are included     

基于Kriging模型的高超声速舵面优化设计

采用RANS方程进行了高超声速舵面的气动特性计算与平面形状优化设计研究。为了提高优化效率,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化舵面操纵力矩和最小化平面面积为目标,以阻力不增为约束条件,进行了舵面平面形状优化设计。优化结果表明,优化舵面的平面面积减少了4.78%,力矩绝对值在设计点增加了24.69%,且在较大的攻角范围均有提高。将初始舵面和优化舵面分别装配到方形截面导弹上,验证计算表明,优化舵面的操纵效率更高。     

火焰筒压力损失对点火特性的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对地面起动点火性能的影响,对火焰筒内部流场进行数值模拟.在火焰筒压力降3.0%以内的空气条件下,3种方案贫油点火边界基本一致,低压力损失火焰筒能够在更宽的压力降条件下点燃,2.5%方案的综合点火性能最好.结合数值模拟结果:压力损失降低至2.0%,流场结构与基准方案有较大的区别,对燃烧室的性能开始产生不利影响,2.5%方案与基准方案流场结构较为接近,定量的变化对燃烧室的性能影响是有益的.      

基于超短基线声传感器阵的高速目标轨迹估计

针对低空高速飞行目标跟踪问题，首先研究了某典型目标噪声信号的时频特性，发现其信号呈现宽带低频特征，难以从频域对目标轨迹进行估计。在此基础上，从各路接收信号的到达时延量入手，考虑到声基阵只能布设于有限空间内的制约，提出了一种基于超短基线阵时延估计的目标跟踪方法。该方法利用各个超短基线阵接收声强极值点分别估计目标运动轨迹垂线方向，计算多个垂线的叉乘向量实现对目标运动方向的估计，再利用多面交汇的方式获估计得到目标运动轨迹。分别对目标俯仰角、方位角及运动轨迹估计的理论误差进行了推导，根据理论估计误差，为能够实现对目标运动轨迹的估计，各个超短基线阵应尽量保证与目标运动轨迹不在同一平面上。根据仿真结果，在采用4个传感器基阵时，角度估计平均误差在4°以内，位置估计相对误差在5%左右。仿真结果验证了该方法的有效性。     

一种实用的风力机叶片气动设计方法研究

提出了水平轴风力机叶片的优化设计模型,该模型以风轮平均年能量输出最大为设计目标,并将风速的概率分布考虑进来。为了获得较好的优化结果,首先采用PROPID程序对叶片进行反设计,获得较好性能的叶片几何,在此基础上,运用遗传算法进行搜索寻优,这样不仅减小了搜索的范围,也降低了搜索的时间。对叶片面积附加约束,以获得符合实际的叶片,采用5阶贝塞尔函数在设计点之间进行插值,以获得光滑的几何外形。利用该方法优化设计了600kW风力机叶片。与已有叶片相比,优化结果显示了明显的优越性,验证了该优化方法的有效性和实用性。