细长杆用于超音速飞行器降噪的数值分析

在超音速飞机头部加装合理设计的细长杆可有效降低飞行噪音.基于Fluent准三维数值模拟手段对多组细长杆设计方案进行模拟分析,对比其对远场压力的影响,以比较各类细长杆的降噪效果,根据气动理论对数值结果作出解释,揭示细长杆的降噪效果与其外形的内在联系;从远场压力最大值、远场压力曲线形状等不同方面分析细长杆对音爆的影响.结果表明:6 m长的12.5°半锥角单级锥形细长杆有明显的降噪效果;合理设计的多级细长杆可明显降低初始过压值,并能延迟远场压力达到最大值的时间;凹凹面、凹锥面、凸凹面和凸锥面的细长杆能够降低远场压力峰值,改善压力曲线的形状,具有较好的降噪作用;细长杆产生的强膨胀波能在激波传播过程中大幅削弱机头激波,从而削弱音爆水平.     

基于机器人视觉的银网焊点定位技术研究

铅锌电池制作工艺过程中的银网焊接工序不仅存在肉眼识别不准确、出错率高的问题,而且劳动强度大、效率低。针对此工艺,提出一种基于机器人视觉的自动化焊点定位方法。系统以机器人搭载自动化焊接设备对焊点精确定位并焊接,采用畸变校正和机器人手眼标定完成了图像坐标系到机器人坐标系之间位置的精确变换,并运用Blob分析粗定位和基于形状的模板匹配精定位相结合的算法,有效地解决了噪声干扰、非线性光照干扰及银网变形引起的识别定位障碍,达到焊点识别定位精度高、生产效率高的目标。     

CE-4中继卫星使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法

针对嫦娥四号中继卫星动量轮频繁喷气卸载对其使命轨道Halo轨道的扰动问题,定性分析了卫星角动量累积规律和动量轮卸载对使命轨道构型的影响,给出了动量轮卸载前后角动量变化量与喷气卸载等效速度增量的关系,在角动量卸载预测的基础上,提出了一种使命轨道维持与动量轮卸载联合控制方法,通过偏置维持控制目标抵消控后动量轮卸载影响,达到延长轨道维持控制周期和节省推进剂的目的,给出了控制目标偏置量的求解方法。工程应用结果验证了方法的有效性。     

针对弹载平台红外小目标的检测与跟踪算法

为了提高对红外小目标检测与跟踪的精度与速度,设计了一种针对红外小目标的单目标检测与跟踪算法,包含一个基于MB_LBP+AdaBoost与管道滤波器的目标检测模块,和一个有跟踪失败监测机制的基于模板匹配的多尺度跟踪模块。经过测试,该算法对边长11~31像素大小的指定类型的红外小目标取得了较好的检测效果,目标跟踪模块对于目标的尺度变化,快速运动,遮挡有较高的鲁棒性,算法中的跟踪失败监测机制在检测到跟踪异常的情况下能重新调用目标检测算法找回目标,经过测试对比,本方法跟踪的精度和速度综合优于主流跟踪算法,并且能够在弹载平台上实时运行。     

应对机动目标的全捷联导弹制导控制一体化设计

针对全捷联导引头探测器与弹体固连带来的视线(LOS)测量与弹体姿态的耦合问题,基于干扰观测器和动态面控制提出一种考虑全捷联视线角(FOV)约束的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联制导控制一体化设计模型;其次,针对目标机动和气动扰动带来的模型不确定,设计了一种非线性干扰观测器对其进行在线估计,并将其估计信息的平方引入设计过程;第三,针对全捷联模式下有限视场角凸显的状态约束问题,基于积分型障碍Lyapunov函数与动态面控制设计了一体化制导控制规律,并对闭环系统的稳定性和信号的一致有界特性进行了证明。仿真结果表明,在目标进行不同类型机动和气动扰动存在的条件下,所设计方法均能保证制导精度以及视场角满足约束条件。     

半直接配点法在航天器追逃问题求解中的应用

采用半直接配点法求解时间固定两航天器追逃问题,提出一种新的数值求解追逃双方最优控制策略的方式,避免了求解非线性两点边值问题。在两航天器均为连续小推力假设条件下,以终端距离为支付函数,给出了半直接配点法求解此追逃问题的过程。在此数值方法中,根据半直接转换将微分对策问题转化为一个最优控制问题,由Gauss-Lobbato配点法最终将此最优问题转化为非线性规划问题,继而通过序列二次规划方法求解。这种半直接配点法避免微分对策问题最优策略的必要条件(两点边值问题)求解,并且数值稳定性好。数值仿真给出了追逃双发的最优控制策略和相应的追逃轨迹。     

晃动基座下正向-正向回溯初始对准方法

针对传统方式需要对准时间长的问题,提出一种晃动基座下正向-正向回溯初始对准方法,实现了快速初始对准的目的。首先,给出了导航惯性系粗对准的基本原理,分析了导航惯性系粗对准在回溯过程中的作用。其次,对捷联惯导系统初始对准过程进行了深入的研究,利用导航惯性系建立精对准系统误差模型,将晃动基座时变姿态误差角估计问题转换为时不变姿态误差角估计问题,进而为正向-正向回溯对准奠定了理论基础。在此基础上,详细分析了正向-正向回溯对准的基本原理和设计方法。最后,通过设计仿真实验,验证了本文设计的对准方法可以在303 s内实现晃动基座上航向误差优于0.1°的对准精度。试验结果表明,本文提出的方法具有计算效率高、对准时间短、对准精度高的优点。     

视觉导引受限下空间绳系机器人最优逼近控制

针对空间绳系机器人对目标逼近过程中单目视觉视线角约束和导航信息不全问题,首先建立空间绳系机器人系统动力学模型。然后考虑抓捕器视线角约束,采用高斯伪谱法对空间绳系机器人逼近任务姿轨轨迹进行一体规划。同时设计无需相对目标距离的闭环控制器实现对空间绳系机器人最优姿轨轨迹进行跟踪控制。仿真结果表明,该方案能够克服视觉导引受限的影响,实现空间绳系机器人对位姿最优轨迹的精确跟踪。     

固体发动机燃烧流动基础问题与研究建议

针对固体火箭发动机（SRM）的未来发展进行了探讨,提出了多学科协同的发动机总体设计优化技术、发动机精细化设计和性能精确调控技术、发动机虚拟试验与数字孪生技术以及发动机先进试验与测量技术是支撑固体发动机未来发展和应用的重要技术。为了实现固体发动机的细粒度建模、多维度设计和高精度仿真,在燃烧流动领域需要重点关注的基础问题包括：发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型、发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律、发动机非线性燃烧不稳定机理、凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律、多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理、多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响机理。最后提出了相关建议,以期更好地推动固体发动机燃烧流动领域的基础研究,更好地服务于固体发动机技术的未来发展。     

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。