微小型无人直升机姿态信号的互补滤波融合算法

基于惯性测量技术获取飞行器姿态信号的方法已被广泛应用,然而对于微小型或低成本无人飞行器而言,通过MEMS传感器获取满足精度要求且稳定可靠的姿态信号仍然是具有一定难度的工程问题。文章针对民用微小型无人直升机的低成本要求和使用环境,利用三轴角速率陀螺仪和加速度计在姿态估计中频率互补的特性,采用互补滤波算法,改进了滤波参数的自适应调整方法,实现了俯仰角和滚转角信号的有效融合,得到的姿态信息可用于微小型无人直升机的内环增稳控制。仿真和试验数据表明,该方法测量精度较高,工程实现简单,算法稳定,能有效解决微小型无人直升机姿态信号的工程求解和使用问题。     

乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究

前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一.按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进.采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律.计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大.因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者.分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大.在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案.研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据.     

基于压缩感知的高分辨DOA估计

研究基于压缩感知的多目标DOA估计问题.利用空间目标空域的稀疏性,提出一种新的DOA压缩感知模型,其感知矩阵满足约束等容(RIP)条件.提出一种基于奇异值分解的多测量矢量欠定系统正则化聚焦求解(SVD-RMFOCUSS)算法.该算法在一定程度上克服了压缩感知重构算法无法用于低信噪比情况缺陷,且具有较低的运算复杂度.计算机仿真表明该算法性能优于传统DOA估计算法,能够对任意相关性的信号进行有效DOA估计,具有更高的角度分辨力及估计精度.     

一种新的SMC-PHD滤波的多目标状态估计方法

针对现有的应用于多目标跟踪概率假设密度粒子滤波器的目标状态估计方法不能很好地解决目标密度较高情况下的多目标状态估计问题,提出了一种新的基于粒子标签的多目标状态估计方法。该方法利用附加在每个粒子上的身份标签将粒子分为不同的粒子群,粒子群的个数与概率假设密度粒子滤波器的目标估计个数相同。随后根据粒子与最近量测的似然函数估计目标的运动状态,使得粒子概率假设密度滤波器在目标密集的情况下仍能准确地估计出目标状态。仿真试验表明,论文所提方法在目标密度较大情况下能够较好地估计出多目标状态,并提高了目标关联的准确性。     

采用波前编码降低MWIR成像系统的温度敏感度

波前编码成像由于可以大大扩展非相干成像系统的景深而不降低像质,成为近年来的研究热点.文章首先介绍了波前编码原理,然后基于波前编码原理对现有空间中波红外光学系统进行了优化改进,比较了原光学系统和改进系统在不同温度环境下的点扩散函数(PSF)、调制传递函数(MTF),结果表明,新系统在更大的温度范围内具有稳定的成像性能.     

直升机旋翼动力学国家级重点实验室简介

直升机旋翼动力学国家级重点实验室于1993年立项建设,1995年底建成并通过验收。实验室运行十几年来,通过三次评估,运行良好。实验室的研究方向有:(1)旋翼涡系研究;(2)非定常旋翼气动及机动飞行力学研究;(3)旋翼气弹耦合及动力学稳定性研究。实验室的研究方向及内容属于航空宇航科学与技术中的飞行器设计学科范畴。实验室的依托单位为南京航空航天大学(隶属于工业和信息化部)和中国直升机设计研究所(隶     

内乘波式进气道与内型侧压式进气道性能分析(英文)

采用内乘波进气道技术设计了一个马赫数6进出口均为矩形的高超声速进气道。设计基于一种优于传统方案的基本流场(ICFC型),使用流面追踪和激波切割方法生成进气道三维造型。为了开展对比研究,选择了典型的侧压式进气道为参照,本文进气道设计马赫数、进口形状、收缩比等都与该侧压式进气道相同。数值模拟结果表明,内乘波式进气道的各项性能参数都不低于侧压式,多数性能(如流量捕获系数、总压恢复系数、动能效率等)比侧压式都有提高。对比设计工况的性能分析也显示内乘波式进气道性能明显优于侧压式,且在所考察的各工况下都能捕获超过91%的来流。研究证明了有效利用三维压缩来进行特定设计的内乘波式进气道是一种性能优秀的定几何高超声速进气道,尤其在改善流量捕获能力方面特别突出。     

高超声速巡航导弹乘波构型优化设计与性能分析

对锥导乘波构型在高超声速巡航导弹气动外形设计上的应用问题进行了研究.以乘波体上表面底部基线为参数化几何建模对象,运用正交试验设计方法,分析了不同设计参数对乘波体几何性能和气动性能的影响.采用回归分析法建立了乘波体容积率和升阻比与设计参数之间的非线性数学模型,然后应用多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计.将优化后的乘波体作为高超声速巡航导弹的初步外形并对其气动性能进行f数值模拟分析.结果表明:以锥导乘波体为基础生成的高超声速巡航导弹初步外形其有良好的几何性能和气动性能,容积率大于0.42,升阻比接近6;参数化设计方法可根据应用对象来方便地控制乘波体的外形尺寸,大大提高了乘波体的适用性;通过回归分析建立的数学模型准确性好,数值模拟精度高,这些方法可以用于高超声速巡航导弹的总体概念设计和初步设计.     

内置开孔隔墙的高速铁路隧道压力波数值模拟方法

基于一维可压缩非定常不等熵流动模型、薄壁孔口出流模型以及广义黎曼变量特征线法,发展了单列车通过内置开孔隔墙隧道的压力波数值分析方法.与国外试验结果比较验证本文建立的计算方法的正确合理性基础上,通过对不同开孔率的计算得出采用过大的开孔率将导致一维流动模型计算时出现较大的数值振荡,分析了计算结果震荡可能的—维流动模型适用性的原因.同时,通过对隔墙中开孔和不开孔的模拟计算,得出隔墙开孔可较大幅度的减缓压力波,为今后研究和隧道内设置开孔隔墙提供了有益的启示.     

计及弯折波的舰载机拦阻过程控制

为验证拦阻索中应力的传播对拦阻过程的影响,研究了计及弯折波的舰载机拦阻过程的比例-积分-微分(PID)控制问题.先以液压阻尼力作为拦阻过程的控制输入建立了无弯折波的理想拦阻过程动力学模型,再依据拦阻过程中需要保持拦阻钩载为常值的要求,借助最优控制方法获得了一组理想轨迹.然后详细分析了拦阻索中弯折波在甲板滑轮与钩-索啮合...