基于QAR的PW4077D放气活门稳态调节模型

通过对PW4077D发动机10个无故障航班QAR数据的分析和处理,利用回归分析原理建立了飞机在多个阶段下2.5级放气活门开度与其他参数之间关系的数学模型。放气活门的调节受多个因素的影响,因此在模型建立时不同阶段分别进行讨论。对稳态调节下的数据进行了回归分析和显著性检验。应用所建模型进行了趋势预测,通过与实际数据的比较验证了数学模型的合理性和准确度。所获得的2.5级放气活门控制规律数学模型,对航空发动机状态监控和故障诊断具有一定的理论意义和应用价值。     

激波风洞流场密度测量的聚焦纹影技术

在激波风洞试验中发展了聚焦纹影显示技术,对流场的密度进行了定量测量.聚焦纹影显示具有对流场区域聚焦显示的特点,可获得流场某个聚焦测试区域的密度变化信息.依据聚焦纹影成像原理建立了密度计算数学模型,对试验中获得的带窗口模型流场聚焦纹影图像与试验前获得的流场图像灰度变化处理后,得到了流场聚焦区域的密度定量值.试验测量密度值与数值计算结果进行了比较,结果表明试验获得的密度值变化规律与数值模拟吻合较好,证实了利用聚焦纹影技术开展流场密度测量是可行的.     

多序列激光阴影成像技术研究及应用

为获取超高速碰撞过程中弹丸的飞行姿态及碰撞所产生的碎片云特性,开展了多序列激光阴影成像技术研究。利用多光源空间分离、偏振分光、光束角放大和补偿滤光等技术解决了单色光带来的衍射和干涉噪声以及碰撞瞬间强烈的自发光干扰问题,并先后在碰撞靶上建立了2序列、4序列和8序列激光阴影成像系统。该系统可以获得最小间隔1μs、曝光时间10ns、像素1000万的多个不同时刻的超高速瞬态变化过程图像,并在超高速碰撞靶试验中得到应用,获得了2~7km/s 撞击速度时碎片云的多序列阴影图像,该序列图像清晰地描述了碎片云的轮廓发展变化过程。该技术以低成本的方式实现了超高速摄影机的功能,满足目前碰撞试验粒子的飞行姿态及碎片云显示需要,并可以应用于其它超高速瞬态过程测量及流场结构显示。     

反馈式多目标多传感器系统误差融合估计技术

本文对多目标情况下的多传感器系统误差估计问题进行了研究,提出了反馈式多目标多传感器系统误差融合估计算法。算法首先对EX算法进行了修正,无需计算各目标状态估计及其增益伪逆,直接利用各传感器量测数据来构建伪量测,通过滤波获得局部传感器组合系统误差估计;其次,算法通过构建状态空间转移矩阵实现了全局估计到局部组合估计关系描述,并从多目标多传感器两个层面对系统误差估计进行更新,即对多目标信息进行递归融合以有效利用空间分布的多目标信息,对多传感器组合估计信息进行反馈融合获得全局估计。蒙特卡洛仿真结果说明该算法能够进行多传感器系统误差的快速精确融合估计,相比EX算法在实时性与估计精度方面均具有较大的优越性。
     

LIN总线控制器的关键技术研究与实现

LIN总线协议是一种控制简单,成本低廉的局部互连网络协议,目前已广泛应用于汽车总线技术领域.针对目前很多文献更多的关注LIN控制器的应用,对于控制器本身的设计论述不多这一现象,从数字逻辑角度,对LIN控制器设计中的关键技术要点-波特率自检测,定时器捕获,波特率生成等展开讨论.介绍了实现这些关键技术的解决思路和方法,并在基于NCSIM的软硬协同仿真环境进行验证,给出了正确的仿真结果.目前集成该控制器的微控制器芯片已成功流片并获得广泛应用.     

多序列激光阴影成像技术研究及应用

为获取超高速碰撞过程中弹丸的飞行姿态及碰撞所产生的碎片云特性,开展了多序列激光阴影成像技术研究。利用多光源空间分离、偏振分光、光束角放大和补偿滤光等技术解决了单色光带来的衍射和干涉噪声以及碰撞瞬间强烈的自发光干扰问题,并先后在碰撞靶上建立了2序列、4序列和8序列激光阴影成像系统。该系统可以获得最小间隔1μs、曝光时间10ns、像素1000万的多个不同时刻的超高速瞬态变化过程图像,并在超高速碰撞靶试验中得到应用,获得了2～7km/s 撞击速度时碎片云的多序列阴影图像,该序列图像清晰地描述了碎片云的轮廓发展变化过程。该技术以低成本的方式实现了超高速摄影机的功能,满足目前碰撞试验粒子的飞行姿态及碎片云显示需要,并可以应用于其它超高速瞬态过程测量及流场结构显示。     

一种单传感器实时系统误差配准算法

针对运动单传感器系统误差配准问题进行了研究,提出了一种基于位置未知固定目标的单传感器实时系统误差配准算法。算法利用传感器对固定目标的两时刻量测值,构建包含传感器系统误差的等效系统状态及其状态方程与量测方程,并基于扩展卡尔曼滤波技术实现了利用位置未知的固定目标对传感器系统误差的实时精确滤波估计。蒙特卡洛仿真结果验证了算法的有效性,具有对系统误差的稳定估计性能、快速的滤波收敛能力、较高的系统误差配准精度以及较强的工程实用性。     

半角7°圆锥马赫数6边界层转捩的自由飞实验

在气动物理靶上开展了半角7°圆锥的边界层转捩测量实验，模型材料为铝合金，表面采用氧化发黑处理或涂覆低热导率涂层，底径33mm，球头半径0.27~2.50mm，马赫数4.89~6.63，单位雷诺数4.8×107/m~5.2×107/m，总迎角0.8°~5.8°，采用阴影和红外辐射成像获得了模型边界层图像和转捩阵面形貌，测得转捩雷诺数介于2.4×106~5.6×106之间.结果表明:转捩雷诺数随迎角增大而减小；一定的球头钝化可以推迟转捩。     

200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术

为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识，中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术，在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置，试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时，脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型，同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算，获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上，建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验，试验环境压力15kPa、速度2.7km/s，根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序，通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数，所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。     

基于QAR的PW4077D发动机放气活门与N1的关系

航空发动机的放气活门调节规律是一个较为复杂的控制过程。依据大量QAR数据,采用数学分析的方法初步探索了PW4077D型发动机2.5级放气活门开度控制规律。通过对大量数据的统计分析可知,放气活门开度与低压转子转速N1关系最为密切。首先通过数据解码和修正得到各航班标准状态下的N1值;采用非线性回归的数理统计方法分段拟合,得到2.5级放气活门开度与N1的数学模型。经检验,该模型在一定范围内良好地反映了该型发动机2.5级放气活门开度大小的调节规律。