基于最小二乘支持向量机的小型无人直升机悬停动态建模

小型无人直升机(SUH)是一类典型的非线性动态系统,由于其本质不稳定性,由开环辨识实验获得的数据通常是小样本的,使用传统黑箱辨识方法难以获得较好的辨识效果。提出一种利用支持向量机(SVM)对SUH悬停动态进行辨识建模的新方法。通过动力学机理分析和合理的简化,确定了模型的非线性回归形式,以及从低维输入空间到高维Hilbert特征空间的映射关系和相应的机理核函数,并应用最小二乘支持向量机(LS-SVM)训练获得SVM模型和对应的参数化非线性多输入多输出（MIMO）模型。利用实际飞行数据辨识得到的模型不仅具有良好的预报精度,而且显式表达了各状态变量之间以及输入与状态之间的耦合关系,便于非线性控制策略的设计。     

固相颗粒浓度射频导纳测量系统

基于射频导纳电容对流化床固相颗粒浓度的测量,采用传感探头并配置具有一定驱动能力的等位转换隔离电极（等位环）,可补偿由于挂料对测量电场产生的边缘损耗,适配专用反馈运算式非电量转换电路,从而降低了对测量结果的影响。射频导纳电容法对颗粒浓度测量主要有断层成像和射频导纳电容探头两种方式。实际测量时,可以针对介质的空间分布情况,采用不同的探针式传感器结构,提高测量的空间分辨力。因此,射频导纳电容传感测量技术是一种较为理想的固相颗粒浓度测量方法。     

作风建设要关注民生 促进发展保障和谐

作风建设至关重要.各级党员领导干部要以保持党群血肉联系为重点加强作风建设,找准落脚点,把解决民生、发展与和谐问题放在一个突出的位置来抓,关注社会民生,促进社会发展,保障社会和谐.本文从三个方面进行了论述,一是论述了加强作风建设的重要现实意义,二是论述了加强作风建设的重点,三是论述了加强作风建设的落脚点即关注民生促进发展保障和谐.     

空气涡轮火箭发动机研究的进展及展望

空气涡轮火箭发动机是适用于临近空间飞行器的吸气式组合动力装置,具有大空域、宽速域的特点,受到了世界各军事大国的重视。综述了空气涡轮火箭发动机的技术特点和国内外在这一领域的发展现状,对其研究中存在的技术难点和发展前景进行了分析讨论。     

涡扇发动机模型计算程序

给出了关于计算双轴加工涡扇发动机在过渡态和稳态工作循环参数的计算程序,在给定发动机特性的情况下,可以在整个飞行范围内从慢车至全加力进行计算。该模型程序照发动机部件以单元结构形式建立,能用于发动机动态过程和控制系统分析。     

不同延伸段压力分布的双钟形喷管设计

针对不同延伸段压力分布的双钟形喷管,采用特征线法,分别对最大推力、等压分布及等逆压梯度分布的延伸段型面开展了设计,通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对不同延伸段压力分布的双钟形喷管工作过程开展了研究.结果表明:最大推力及已知壁面压力的反设计方法能够实现特定压力分布的延伸段型面设计.延伸段逆压梯度分布的双钟形喷管能够在...     

用模态综合法分析发动机整机振动特性

本文试图把模态综合法与有限元素法相结合,对发动机转子——支承——机匣系统的整机振动特性进行分析。用状态空间广义模态综合法计算轴对称转子与机匣间的耦合振动,用复模态综合法计算非轴对称转子与机匣间的耦合振动。子结构分析采用有限元素法。转子采用具有粘性阻尼,考虑剪切变形的有限转子元素,用承受非轴对称载荷的截锥壳元素离散机匣。所编制的AROBEC程序可计算发动机整机系统的进动频率、临界转速、稳定性、不平衡响应及瞬态响应。目前该程序已实际应用于三种型号的发动机上,获得了满意效果。      

我国航天运输系统60年发展回顾

航天运输系统包括一次性运载火箭、重复使用运载器、轨道转移运载器3个领域,目前一次性运载火箭仍是我国满足进入空间需求的主体。我国运载火箭起步于20世纪60年代,经过半个世纪的发展,共研制了17种运载火箭、9种上面级,具备发射低、中、高不同轨道和不同有效载荷的能力。对我国航天运输系统60年发展历程和主要成就与不足进行了总结。     

基于弱磁技术的落鱼定位试验研究

钻井、修井过程中的操作不当会导致套管断裂、落鱼(断裂套管)失踪,这将严重影向钻井作业的进度,带来巨大的经济损失。为了提高落鱼打捞的效率和准确度,采用弱磁检测原理对落鱼的位置进行定位。利用电磁场理论建立了点源磁场模型,推导了点源磁场随空间距离的衰减公式,并以高精度磁通门传感器测量的磁感应强度反演落鱼的方位,实现定位。利用地面模拟试验,获得井下落鱼检测的参数数据。现场试验中,将所建立的模型运用于实际的工程中,准确、高效地找到了落鱼。本方法在实际修井作业中具有很强的实际意义。     

2.4m跨声速风洞压敏漆测量系统研制与应用研究

近十几年来,由于压敏漆(Pressure Sensitive Paint、PSP)测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2 m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与 CFD 结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明:在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4~0.82、模型迎角-4°~4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp 均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。