捷联惯性导航系统高精度动态仿真算法

由于飞行器动态模型航迹生成算法与惯性导航系统算法原理存在差异,无法直接仿真分析惯性传感器不同误差特性对惯性导航系统动态性能的影响.基于飞行器动态模型航迹数据,提出一种捷联惯性导航系统高精度动态仿真实现方法,设计了惯导参数动态计算误差并行补偿方案,实现了对导航系统动态仿真过程中导航参数计算误差的有效分离.在搭建的仿真平台上,有效验证了所提出仿真方法的性能,为实际惯性传感器选型和指标选择提供支撑.     

基于气动模型辅助的四旋翼飞行器室内自主导航方法

 惯性/卫星/磁传感器/气压高度计组合导航系统是四旋翼飞行器常用的导航方案。但在室内飞行时,由于卫星导航系统不可用,该导航方案的测速及定位精度难以满足四旋翼飞行器的自主飞行需求,从而制约了其室内自主飞行能力。为解决该问题,在利用四旋翼飞行器气动模型的基础上,提出了惯性/磁传感器/声纳传感器/气动模型组合导航方案。通过分析四旋翼飞行器的气动模型特性,揭示了气动模型辅助自主导航的内在机理;提出了气动模型辅助导航算法,并设计了具体的实施流程。最后,结合OS4型四旋翼飞行器的气动模型特点,搭建了气动模型辅助导航方案的验证平台,对四旋翼飞行器的室内悬停与机动飞行进行了仿真模拟。仿真结果表明,气动模型辅助导航方案可以显著提高室内飞行时的测速与定位精度。该方案无需增加其他传感器,具有自主性强、成本低和零载重的优点,在四旋翼飞行器室内导航中具有较好的应用价值。     

吸气式重复使用运载器弹道仿真研究

在对国内外吸气式可重复运载器的发展现状进行了分析后,建立了吸气式重复使用运载器动力学模型、地球模型以及大气模型等数学模型;建立了空天飞行器的弹道仿真系统。并以某吸气式重复使用运载器为研究对象,利用MATLAB编写程序,进行了飞行弹道的模拟仿真。仿真试验表明,计算方法及相应的仿真系统是合理可行的,可应用于吸气式重复使用运载器可行性的评价。     

动态环境下在线航迹规划的滚动优化方法

动态环境下飞行器在线航迹规划问题的难点在于规划方法需要适应飞行环境的动态变化,以及规划快速性与准确性之间的矛盾。在综合分析动态环境下航迹规划问题特点的基础上,提出了一种在线航迹规划的滚动优化方法。采用模型预测控制对指令航迹进行滚动优化。通过引入新的末端惩罚项,构建了一种更能反映未来段航迹偏离程度的性能指标,使飞行器能够对未来段参考航迹的航向变化提前作出反应。相比传统的固定时域的规划方法,规划的快速性和准确性同时得到了提高。仿真结果表明,该方法能够在动态环境下在线生成较精确的指令航迹,引导飞行器以较小的偏差沿参考航迹飞行。     

基于Nash均衡与进化计算的协调航迹规划

在对策论框架下研究多无人飞行器的协调航迹规划问题,提出了一种基于Nash平衡和进化计算的航迹规划算法.协调航迹规划是一个多目标合作优化问题,也是一个非合作对策问题.飞行器编队的分布结构提供了一种隐性偏好信息,有助于找到飞行器编队的最优协调航迹和最优飞行代价分配.本文算法使用特定的航迹个体表示方法和进化算子,按照层次方法处理各种航迹约束.不同飞行器间的协同和竞争关系定义在航迹评价函数里.仿真结果验证了基于博弈论航迹规划算法的可行性和优越性.     

航迹规划中安全走廊及参考轨迹的确定

确定安全走廊和参数轨迹是利用分层规划思想进行航迹规划时首先要解决的问题。综合考虑飞行任务,导航精度,飞行器性能等因素,利用数字地图,用动态规划方法确定了飞行器的安全走廓和参考航线。最后利用模糊数字地形进行了仿真验证。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

基于STK模型的伪距/伪距率组合导航算法研究

传统的组合导航仿真算法采用位置、速度信息组合模式,由于计算误差和测量误差的存在,导致结果误差偏大。本文针对轨道机动飞行器的特点,通过STK卫星仿真软件分别模拟GPS卫星星历及机动飞行器从初始轨道向目标轨道过渡真实轨迹,采用基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧密组合导航系统对飞行器转移过程进行数学仿真计算。结果表明,基于伪距/伪距率组合导航方法,不仅可以修正惯性元件的常值漂移,并且对轨道转移段的速度、位置误差有很好的估计,获得较高的导航精度。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。