舱外航天服头部空间主动降噪技术研究

为降低舱外航天服头部空间噪声水平,以保障通话效果和航天员听力,进行舱外航天服头部空间主动降噪技术研究。根据多入多出技术构建声场主动降噪模型,求解空间三维声全息函数,实现头部空间的噪声声场建模。考虑到实际部署的环境限制,设计基于部署约束的主动降噪算法,在空间场主动降噪系统中通过全局控制,完成空间场的主动降噪。经过实际场景的测试,提出的主动降噪算法在人耳处降噪效果为13.88 dB,有效降噪频率范围为450～2000 Hz,可有效降低低频段噪声。     

载人飞船返回舱外测高精度弹道计算与落点预报

针对返回舱再入返回过程中外测弹道计算精度低、稳定性差的问题,仿真分析比较了单点定位、滤波方法和动态滑窗处理等多种外弹道计算方法的精度,提出了一种弹道加权融合计算的实时自动弹道优选方法。结果表明：动态滑窗处理方法精度最高,实时自动弹道优选方法可全程获取多测元跟踪条件下的最优弹道;返回舱外测弹道计算精度和稳定性有明显提高,外测弹道落点预报精度可达到百米量级,着陆时间偏差在1 min以内。     

一种双S弯非常规进气道地面工作状态的试验

对一种双S弯非常规进气道进行了地面工作状态下的试验研究,得到了该类进气道的地面工作特性,结果表明:(1)双S弯非常规进气道在地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,总压恢复系数呈下降趋势;稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;稳态径向畸变指数变化不大.(2)与飞行状态下的高速风洞流场控制试验研究结果相比,在相同的出口马赫数下,地面抽吸试验中进气道出口截面的总压恢复系数较低,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数较大,本研究的双S弯非常规进气道在出口马赫数Mae=0.45时,总压恢复系数为0.90,稳态周向畸变指数达到了9.24%,紊流度为4.6%,综合畸变指数为13.85%,畸变比较大,超出了一般发动机的承受范围.(3)在地面抽吸状态下,进气道出口马赫数Mae≤0.37时,综合畸变指数W≤10%,说明发动机可在适当的降转速下稳定工作,随着飞机在地面滑行速度的增加,满足发动机稳定工作要求的进气道最大出口马赫数不断增加.     

带机体状态反馈的直升机地面共振分析

建立了带机体状态反馈的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型,研究了机体反馈系数对直升机地面共振的影响。根据Floquet理论采用传递矩阵法计算了系统的模态频率及模态阻尼,并用非线性模型的数值仿真进行了验证。结果表明,机体滚转角位移和角速度反馈能有效地提高摆振后退型模态阻尼;但当机体滚转姿态角反馈系数过大时,以挥舞后退型模态为主的旋翼挥舞与机体运动之间相互作用,导致直升机出现动不稳定性。     

热载荷下仪表螺纹连接状态的机电阻抗概念验证研究

交变温度载荷会影响螺纹连接状态,从而影响精密惯性仪表的精度和稳定性。机电阻抗技术以其响应快、对微小损伤敏感的特点在螺纹连接检测领域得到广泛应用。然而,现有的机电阻抗检测方法忽略了温度所带来的影响。从理论上分析了温度变化对机电阻抗的影响,以精密惯性仪表动压气浮轴承结构为研究对象,探究了机电阻抗技术识别精密仪表螺纹连接状态的可行性,建立了仿真模型,研究了温度对粘贴在结构上的PZT信号的影响规律,并通过试验验证了PZT信号对温度的敏感性受频段影响。研究表明,温度升高会使得阻抗信号的峰值频率向左偏移,且波峰幅值也会随温度升高而下降。同时,激励频率越低,峰值频率偏移量越小,波峰幅值变化越显著。研究验证了机电阻抗技术识别精密仪表螺纹连接状态的可行性,为机电阻抗检测技术的应用提供了技术支撑,为复杂精密惯性仪表的健康检测提供了理论依据。     

多无人系统协同视觉SLAM算法

针对传统同时定位与地图构建(SLAM)方法受计算能力、存储能力的限制无法在大范围场景下作业,无法建立大范围场景的全局一致性地图等问题,基于ORB-SLAM2系统框架建立了一种中心式的多无人系统协同视觉SLAM算法。设计了地图大小限制策略,以保证无人系统不受机载设备算力和存储能力的影响,基于字典机制和Sim3转换构建了地图融合优化算法,以完成全局地图构建与优化。最后进行了数据集测试,结果表明：所提出算法能够完成多无人系统协同SLAM,相对传统SLAM算法具有明显优势。     

民用飞机机载状态监测与管理软件设计与研究

为了对民用飞机的各项状态信息实现快速、准确、全面的监测与管理，保障飞机安全稳定飞行，在深入研究民用飞机状态监测的工作需求以及综合模块化航电系统的基础上，建立了机载状态监测与管理软件的4层架构，包括驻留层、数据层、软件层和客户层；完成了软件的基础功能和主要业务设计，并且论述了软件设计、开发、调试和适航取证等环节中的关键技术难点，对该领域的研究进行了有益的探讨。     

基于FSM的PBN飞行程序运行仿真分析

针对于性能的导航(PBN)飞行程序运行仿真过程中将面临飞行航段以及航空器的状态不断发生变化问题,提出采用有限状态自动机理论解决这一问题.仿真框架的水平剖面通过ARINC 424中定义的航段类型对具体的程序进行分段建模;垂直剖面通过BADA的性能模型以及提出逆向法计算下降顶点的位置,为水平剖面提供精确的性能及位置参数.获取的仿真航迹数据符合PBN的导航规范及精度要求,可用于进一步的PBN飞行程序的安全风险与噪声评估.