液氧加注过程热力性能分析

为满足某型号运载火箭动力系统试验液氧加注温度要求,需对加注过程进行热力性能分析。通过对常规氧加注过程因漏热和流阻损失引起的温升、液氧泵效率损失引起的温升进行理论计算,得出常规氧加注过程液氧温度变化规律。此外,通过对过冷氧温度掺混特性进行理论计算和数值仿真,得出过冷氧加注的热力性能。上述分析结果与实测数据进行了比对,结果表明,理论分析结果与实测结果吻合性好,液氧加注过程热力特性分析方法正确可行。     

基于时间序列相似性原理的雷达信号识别

从密集复杂的信号环境中分选和识别出特定雷达辐射源信号,是信号处理领域的重要内容之一。利用威胁复杂雷达信号的先验信息,引入数据挖掘领域时间序列相似性快速匹配原理及其滑窗技术,提出了一种适于复杂体制雷达信号快速匹配识别方法。实验表明,该方法识别速度快、适应环境能力强,具有良好的应用前景。     

基于贝叶斯网络的航空灾害成因机理探析

为了预防和矫正航空事故诱发因素的萌生与发展,改善民航安全管理的科学性和可靠性,进一步降低事故率,减少航空灾害造成的损失.针对航空灾害的形成特点,探讨致灾因素的相互作用是成因机理分析的关键.基于贝叶斯网络模型,综合运用诊断推理和支持推理形式,分析致灾因素的因果关系,揭示了人、机、环境与管理因素相互作用的内在规律.通过高斯贝叶斯网络在典型案例致灾成因机理分析中的应用,挖掘隐含的内部因素对系统的影响程度,发现了隐含因素从不确定性状态向确定性状态的演变过程,以及表层因素与隐含因素的关系.     

涡轮发动机用陶瓷基复合材料涡轮转子研究进展

高性能飞行器对涡轮发动机性能需求不断提升,对涡轮转子的耐温性和轻质化提出了苛刻要求。而目前高温合金涡轮转子性能逼近材料极限,难以满足未来涡轮发动机大幅减重提温的需求,先进陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮转子成为必然趋势。介绍了涡轮转子用CMCs复合材料的设计、制备、加工、检测,以及各国在CMCs涡轮转子研制方面的进展,研究表明CMCs涡轮转子在液体火箭发动机、先进航空发动机领域具有巨大优势和应用潜力。当前连续纤维增强CMCs复合材料涡轮转子的耐温性能、抗热冲击性能已初步得到验证,而材料强度和韧性不足是制约CMCs在航空发动机涡轮转子上应用的主要因素,发展高强度、高韧性涡轮转子用CMCs材料成为当前研究热点和未来必然趋势。     

涡轮发动机用陶瓷基复合材料涡轮转子研究进展（两机专刊）

高性能飞行器对涡轮发动机性能需求不断提升,对涡轮转子的耐温性和轻质化提出了苛刻要求。而目前高温合金涡轮转子性能逼近材料极限,难以满足未来涡轮发动机大幅减重提温的需求,先进陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮转子成为必然趋势。本文介绍了涡轮转子用CMCs复合材料的设计、制备、加工、检测,以及各国在CMCs涡轮转子研制方面的进展,研究表明CMCs涡轮转子在液体火箭发动机、先进航空发动机领域具有巨大优势和应用潜力。当前连续纤维增强CMCs复合材料涡轮转子的耐温性能、抗冲击性能已初步得到验证,而材料强度和韧性不足是制约CMCs在航空发动机涡轮转子上应用的主要因素,发展高强度、高韧性涡轮转子用CMCs材料成为当前研究热点和未来必然趋势。     

单光子激光雷达数据去噪与滤波算法

单光子激光雷达获取的点云数据存在大量噪声,这给数据的处理带来了挑战。基于局部距离统计提出了改进的点云去噪算法,对单光子激光雷达点云原始数据进行去噪。然后基于统计分析方法改进了点云滤波算法,对去噪后的点云数据进行滤波处理。利用新提出的算法与传统算法去噪和滤波后得到的点云进行比较,并与传统激光雷达的数字地形模型(DTM)数据进行对比。计算得到MABEL地面点云相对于传统激光雷达高程的均方根误差RMSE为2.98m,相关系数R^2为0.9938。进一步对地面点云插值得到剖面数字高程模型(DEM)数据,其相对于传统激光雷达高程的均方根误差RMSE为2.85m,相关系数R^2为0.9931。实验结果显示,提出的单光子激光雷达点云去噪和滤波算法优于传统算法,与传统激光雷达DTM数据具有较好的相关性,能够精确的恢复地形信息。     

数字接收机对同时到达信号的软件分离技术

分析了同时到达信号 (又称混叠信号 )的各种类型 ,给出了对一帧采样数据中频率互不重叠的同时到达信号的软件分离技术。计算机模拟结果表明这种方法简单、有效 ,且不需要附加硬件。     

柔性机构变形动态响应可靠性分析方法

柔性机构中柔性构什变形的动态响应为高度非线性。为了进行柔性机构的动态可靠性分析，提出了柔性机构变形动态响臆可靠性分析理论，按照多柔体系统动力学方法建立了柔性机构动态可靠性分析模型，提出了变形动态响应可靠度计算方法。利用蒙特卡罗随机模拟方法抽取少量随机变量样本数据，计算构件变形动态响应随机过程的时间截口分布特性，结合人工神经网络方法进行构件变形动态响应的随机过程分析，得到整个运动时域内变形的随机过程分布规律。通过柔件机构实例进行变形动态响应可靠度计算，结果表明该方法对柔性机构设计和分析具有理论方法指导意义。     

基于指数趋近律的高超声速飞行器滑模控制器设计

采用NASA兰利实验室开发的一种通用高超声速飞行器的改良非线性纵向模型,针对输入/输出线性化模型,以指数趋近律作为到达条件设计滑模变结构控制器,该方法能够较好地处理不确定性问题,而且对外界干扰不敏感.仿真在高超声速巡航条件下进行,通过对跟踪高度和速度阶跃指令的仿真验证,并与符号函数作为到达条件设计的滑模控制器进行对比,发现前者在速度阶跃和高度阶跃响应速度上较后者分别提高了50%和70%左右,并且以符号函数设计的滑模控制器存在稳态误差,而以指数趋近律作为到达条件设计的滑模控制器可以达到0误差的跟踪精度.     

基于遗传算法的高速飞行器滑模控制律设计

以高超声速飞行器GHV(Generic Hypersonic Vehicle)的俯仰通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了滑模控制律.为了便于应用滑模控制理论,首先对该模型进行了输入输出反馈线性化,将原模型转换成为仿射型.设计好滑模控制律结构以后,基于遗传算法完成了滑模控制律参数设计.该过程利用了随机鲁棒思想,即在随机均匀分布的参数不确定性作用下,通过遗传算法优化滑模控制律参数,使得飞行控制系统失去稳定性和鲁棒性的概率达到最小.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和参数优化过程收敛性的要求.