SRM喷管凝相粒子分布规律的实验研究

利用ＲＴＲ技术发展了一种新的研究热试车条件下ＳＲＭ 喷管两相流的实验方法。对实验发动机喷管内模拟粒子分布规律的实验研究结果表明： （１） 粒子通过喷管扩张段时并非均匀分布, 离轴线越远, 粒子浓度越小, 轴线处粒子浓度最大; （２） 喷管扩张段整个截面上都有粒子分布, 说明喷管扩张段中不存在 “无粒子区”; （３） 燃烧室压力越高, 粒子烟群的扩散程度越大     

直接根据性能指标进行航空发动机LQG/LTR控制器设计

本文提出了一种根据性能指标要求设计航空发动机LQG/LTR控制器的方法。采用这种方法,可根据发动机模型及性能指标要求直接获得卡尔曼滤波器增益,而无需求解Riccati方程。随后的仿真结果表明,所设计的控制系统具有较好的稳定鲁棒性及较好的动态性能。      

智能航迹推算系统的研究

提出了一种新模糊滤波法用于补偿磁罗盘测量值中的低频干扰。在此基础上 ,进一步提出了一种新的滤波方法 :模糊 -补偿滤波法 ,以消除磁罗盘测量值中各种干扰的影响。仿真表明 :在较长的时间内 ,采用模糊 -补偿滤波法的航迹推算系统的航向估值误差和位置误差均较小。     

颗粒增强金属基原位复合材料的制备技术回顾与展望

综述了国内外制备颗粒增强金属基复合材料的各种原位合成方法、工艺原理 ,并基于原位合成技术实现产业化的关键是优化工艺、降低成本的分析 ,对各种工艺的特点进行了探讨 ,在此基础上介绍了一种原位合成新工艺──反应稀释法。     

微小型飞行器惯性组合姿态确定与航路导航研究

构建了微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制(GNC)系统。研究了微惯性导航测量单元零偏的温度建模及非正交误差的多位置标定补偿方法,提出微小型飞行器导航、制导与控制系统闭环条件下,利用导航、制导与控制回路的飞行状态特征信息的微惯性组合导航系统滤波算法,根据微小型飞行器飞行状态实时调整卡尔曼滤波器的观测噪声方差,有效提高了动态过程中姿态测量精度和微小型飞行器的飞行平稳度。完成了组合导航系统滤波算法验证飞行试验及自主姿态稳定和航路飞行试验。飞行试验表明:微小型飞行器实现了自主姿态稳定与长距离超视距航路点导航飞行,航路点导航误差小于30 m,惯性组合姿态确定与航路导航系统及算法满足微小型飞行器自主飞行对导航系统的需求。     

航空发动机气路故障诊断的平方根UKF方法研究

设计了适用于双轴涡扇发动机健康参数估计的平方根UKF滤波算法,解决了线性卡尔曼滤波器估计结果准确性依赖于线性模型精度;常规UKF算法中由于计算误差及噪声信号影响引起误差协方差矩阵负定而导致滤波结果发散等问题.提出了根据测量残差变化改进滤波收敛速度与稳定性的方法.发动机渐变与突变故障模式下仿真结果表明,平方根UKF估计算法收敛速度快,稳定性强,精度高,是一种有效的发动机气路部件健康参数估计与故障诊断方法.      

滤波器自适应滑模控制器在自平衡小车中的应用

在传统趋近律滑模控制器基础上采用一种改进的滑模控制器--自适应滑模控制器,同时针对小车运动时真实倾斜角速度不易测量,而倾角传感器测得的角速度满足不了要求,为此设计了广义卡尔曼滤波器来在线估计非线性系统的状态,有效抑制了系统噪声干扰,消弱了抖振,应用在自平衡小车上,验证了控制器的有效性.     

基于分散化预测滤波的故障诊断方法研究

针对多故障源系统的故障诊断问题,提出一种采用分散化预测滤波与两种不同类型残差相结合的诊断方法。该方法针对不同类型故障敏感的特点,利用不同类型残差,区分系统组件／执行机构故障和传感器故障;利用模型误差估计与故障各分量的对应关系,辨识和隔离系统组件／执行机构故障;利用分散化滤波的结构,识别和隔离不同传感器故障。以卫星姿态估计系统为例,仿真验证该故障诊断方法,结果表明,分散化预测滤波与集中预测滤波相比,对多类型故障讲轩枪测识别以及系统舌柏古白体力事程．     

基于观测器／滤波器结构的高精度转台自适应摩擦补偿

针对具有非线性动态摩擦的高精度转台系统,为了处理两种不同类型的摩擦参数不确定性,提出了两种自适应摩擦补偿方案。所提的两种方案均利用一种非线性观测器／滤波器结构来补偿转台系统中相应摩擦参数的不确定性。此外,第二种方案在双非线性滤波器中引入了可调增益,并通过调节滤波器增益来提高系统的位置跟踪性能。两种情况下,均采用基于Lyapunov的方法证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性。仿真结果表明了所提方案的有效性。     

空间陀螺仪显式标定与隐式标定方法

针对航天器陀螺仪误差系数的标定问题,提出了显式与隐式两种标定方法。建立了显式标定与隐式标定方法的状态方程与测量方程,利用扩展Kalman滤波获得了陀螺仪误差系数的高精度估计,同时比较了显式标定与隐式标定的不同,仿真结果表明,在当前参数设置下,显式标定与隐式标定精度基本相同,两种方法得到的误差系数估计相对误差在10%以内,而隐式标定方法实现较为容易,但对航天器姿态测量精度较为敏感。