一种TASIMM-UKF导弹状态估计方法

为了提高对机动导弹状态估计的精度和速度,提出了一种三轴分离IMM-UKF(TASIMM-UKF)滤波算法。将导弹运动状态按坐标轴方向进行三轴分离,并基于CV,CA和CJ模型集,采用无迹卡尔曼滤波器并行估计导弹三轴状态信息,有效地解决了导弹不同运动轴间的模型竞争问题。仿真结果表明,该方法能有效提高状态估计精度,缩短了估计时间,对复杂大机动目标状态估计具有良好的性能。     

高速进气道出口快速撤锥再起动特性研究

为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响,对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明,当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时,对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振),从不同喘振状态开始撤锥,进气道表现出不同的起动特性,而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。     

一种制导误差分离的新方法

针对制导误差分离模型中环境矩阵S存在严重病态性,从而影响分离结果精度问题,提出了一种基于动力系统求解的制导误差分离方法。该方法从分析线性迭代求解方法入手,将具有病态特性的线性方程组求解问题转化为对相应刚性动力系统的求解问题。这里给出了该方法收敛性及其他特性的证明。为了验证该方法效果,在遥外测视速度误差分别为0.01m/s、0.02m/s以及0.03 m/s的条件下,选用PB(Primary Bayesian,主成分贝叶斯)估计方法与其进行比较,数值结果表明,该方法可有效地降低环境矩阵病态性对误差分离结果的影响,且分离结果的稳健性和精度都优于PB估计方法得到的结果。     

空间模拟碎片释放装置技术方案

为配合空间碎片主动清除技术的演示验证试验,提出了一种空间模拟碎片释放装置的技术方案:由模拟碎片及分离解锁装置组成。模拟碎片不具备任何合作特征,最初通过压紧杆与分离解锁装置相连,释放时由火工切割器切断压紧杆,模拟碎片在压缩弹簧的驱动下与分离解锁装置分离。最后,通过静载、模态、运动特性分析及分离解锁试验验证了该释放装置设计的正确性。     

基于纳米吸能流体的火工点式分离装置缓冲技术研究

运载火箭火工点式分离装置工作时具有强冲击载荷特性，为有效降低冲击峰值，提出了一种基于纳米吸能流体结构的冲击缓冲技术。首先进行纳米吸能流体的吸能原理研究，建立其本构关系，揭示影响其吸能密度的主要因素；其次开展火工装置有限空间内的纳米吸能流体缓冲结构设计；最后通过有限元仿真与试验验证其缓冲性能。试验结果表明，本文设计的基于纳米吸能流体的缓冲结构，吸能密度高达122.8 J/g，冲击力峰值较空载条件下降了59.2%，冲击加速度峰值下降了63.4%。     

基于高分辨率网络的单声道歌声分离

单声道歌声分离是指将单声道歌曲中的伴奏和歌声分离，在旋律提取、歌词识别、卡拉OK伴奏等方面有重要应用。针对当前时频谱图预测精度受限的问题，利用高分辨率网络具有并行结构及特征充分交互提高模型性能的优势，提出基于高分辨率网络的单声道歌声分离算法。设计并构建适合单声道歌声分离的高分辨率网络，输入歌曲的时频谱图到网络，得到预测的伴奏和歌声时频谱图。结合歌曲相位进行重构，得到伴奏和歌声的时域信号。实验表明，在公开数据集MIR-1K上，所提算法的SNR、SIR、SAR指标均优于当前代表性算法，提高了分离后伴奏和歌声的质量。      

不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响。本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以及背风涡非定常演化、破裂的细致流动结构。选取了不同脊形角,以及不同上、下高宽比的脊形前体进行计算。计算结果表明,在迎角较小时,随着迎角的增大,前体主涡会逐渐增强,在迎角较大时,前体主涡破裂;在相同迎角下,脊形角较小时,前体涡较强,涡升力也更大;对于相同脊形角的前体,当上半截面高宽比较小时,前体主涡强度较大,前体涡破裂临界迎角较小,即会提前破裂。     

航天火工装置点火输出压力散差的精细化控制

航天火工装置点火输出及传递的可靠性一般按GJB1307A-2004《航天火工装置通用规范》进行裕度试验,如120%、75%输出能量等。实际验证中,常采用120%装药量、75%装药量进行考核,忽视了点火输出压力散差造成的影响,可能导致该考核失效。文章从点火输出及传递压力一致性的角度,对其关键影响因素进行分析:针对点火输出环节,采用粒度更细的Al/KClO4烟火药改善燃烧性能和增加挡药板约束的方法,成功提高了点火的输出一致性;针对燃烧传递环节,采用更换黑火药粒为药饼和更换赛璐璐为铝箔增加约束的方法,成功提高了燃烧传递的输出一致性。两种方法成功提高了航天火工装置点火输出及传递的精细化控制水平,可有效降低裕度考核失效的可能,保证裕度试验结果的可靠性。     

DES与DDES在湍流分离中的原理与性能研究

随着工程上流动结构的日益复杂，兼具雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法高效率与大涡模拟（LES）高精度的分离涡模拟（DES）类混合方法成为现阶段工程中最有效的湍流模拟方法之一。围绕DES类混合方法中的DES与延迟分离涡模拟（DDES）方法开展工作，分析二者开关函数构造上的不同，研究延迟因子作用机理，并考察DES与DDES方法的求解能力。研究表明：DES与DDES方法在模拟表现上存在一定差异，DDES方法通过引入延迟因子，保护RANS求解区域，改善模化应力不足，降低了DDES方法对交界面系数CDES敏感程度；DDES方法在计算过程中容易出现过度保护，导致求解瞬时涡结构能力不如DES方法，分析与延迟因子引入比重及开关函数构造形式有关。