某型飞行器气动参数辨识与弹道仿真

以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。     

轴对称型飞行器气动参数辨识研究

本文针对轴对称海防型号飞行器的特点，尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型，较之传统的体系内建立的数学模型，其非线性程度小，方程间的耦合程度大大减弱，考虑到轴对称气动特点，使特估参数大大减少，有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确，有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识，弹道重构的结果令人满意。     

基于BP神经网络的飞行器参数辨识与自适应控制

针对跨域空间飞行器气动参数非线性严重和具有大不确定性等特点,提出一种基于BP神经网络的飞行器离线参数辨识与在线自适应控制的方法.首先,临近空间飞行器进行风洞试验吹风得到的气动参数是典型的输入输出非线性系统,运用BP神经网络算法进行离线训练建立气动数据的辨识模型;其次,根据气动数据的辨识模型计算实时舵效变化参数,飞行器控...     

集员辨识与T-S模型相结合的非线性系统建模及其故障检测算法

针对带有未知但有界（Unknown But Bounded．UBB）噪声的非线性系统的建模及其故障检测问题，提出了一种集员辨识与T-s模糊模型相结合的非线性系统建模及其故障检测算法。在建立非线性系统模型时，利用系统正常状态下的运行数据，选用T-S模型对其进行离线建模。首先采用模糊聚类的方法对输入空间进行模糊划分，然后利用T-S模型为参数线性模型的特点，使用参数线性集员辨识算法辨识T-S模型的结论参数。由于集员辨识算法所得到的是参数的集合估计，在系统运行过程中，可以很方便地利用所建模型预测实际系统的输出范围，如果测量所得实际系统的输出不在预测输出范围之内，则可判断系统发生了故障。通过与其他算法相比，验证了本方法的性能。     

机动再入飞行器自适应飞行控制系统设计

研究机动再入飞行器的制导控制问题。为了解决机动再入飞行器气动系数变化范围大、气动耦合严重和气动参数非线性过零常值大等恶劣条件下的控制，并且能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力，本文提出了状态方程参数辨识－－极点配置－－前馈补偿自适应控制的飞行控制系统的设计方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统仿真，可以看出该控制系统使其有很好的飞行性能。     

飞行器气动参数智能在线辨识技术研究

气动参数辨识对于大气层内飞行器来说至关重要,通过在线气动参数辨识可规划更准确的飞行轨迹,并对控制参数进行自适应调整。传统辨识方法的模型较为复杂,运算量大,无法满足飞行器在线辨识的要求。而基于神经网络的智能参数辨识方法,不仅可以离线对网络模型进行训练,并利用历史飞行数据进行模型修正,也可在线时直接利用训练好的网络对参数进行快速调整,在保证参数估计精度的同时,保障参数估计的快速性。提出了一种基于支撑向量机(SVM)的样本扩充和神经网络参数在线快速修正方法。通过仿真和统计,证明了基于SVM的神经网络方法对飞行器气动参数进行在线快速智能辨识的可行性。     

基于自适应遗传算法的飞行器气动参数辨识

为了克服传统辨识算法的缺点，把自适应遗传算法作为辨识算法，进行飞行器的非线性气动参数的最大似然仿真辨识。在仿真辨识中，加入了零均值高斯分布的随机观测噪声。辨识结果比较满意，表明白适应遗传算法具有良好的优化性能，是进行气动参数辨识的一种实用的辨识算法。     

飞行器气动外形的正交设计与分析

结合飞行器总体快速设计需求,研究基于正交试验设计的气动外形分析方法。通过正交试验设计,获得飞行器气动特性数据,再根据试验结果的极差分析和方差分析,快速明确飞行器外形参数与阻力系数的影响程度,辨识关键参数,指导飞行器外形设计。以某飞行器为应用对象开展了实例验证,结果表明该方法能够快速获得满足要求的气动外形,提高分析效率,满足总体方案快速设计需求。     

通用航空飞行器气动布局设计优化

研究了通用航空飞行器气动布局设计优化问题。应用基于二次曲线的模线设计方法，实现了通用航空飞行器的参数化外形建模。采用修正的牛顿流理论进行高超声速气动特性计算。在保持纵向稳定性的条件下，以升阻比和容积效率最大化为目标，建立通用航空飞行器气动布局多目标优化模型。应用基于小生境竞争排挤机制的多目标遗传算法求得优化模型的非劣解集。将物理规划设计方法与稳定、高效的粒子群优化算法相结合，有效地求解该优化模型的折衷解。优化结果表明本文的通用航空飞行器气动布局设计优化方法是有效的。     

气动加热参数辨识在型号设计中的应用

针对战术导弹飞行试验的温度实测问题，通过测量弹体表面的温度。引入敏感系数，提出弹体表面气动加热热流的参数辨识方法。解决了该参数辨识定解问题的不适定性，从而获得导弹飞行全程的气动加热热流信息。飞行试验表明，通过参数辨识可获得较现有气动加热计算方法更为精确的结果，能提高设计的准确度。该计算方法在导弹设计中有较大的应用价值。     

Interaction of mental and orthostatic stressors

We assessed hemodynamic responses induced by orthostatic and mental stressors, using passive head up tilt (HUT) and mental arithmetic (MA), respectively. The 15 healthy males underwent three protocols: (1) HUT alone, (2) MA in supine position and (3) MA+HUT, with sessions randomized and ≥2 weeks apart. In relation to baseline, HUT increased heart rate (HR) (+20.4±7.1 bpm; p<0.001), mean blood pressure (MBP) (+4.7±11.3 mmHg; p<0.05), diastolic blood pressure (DBP) (+6.1±11.6 mmHg; p<0.05) and total peripheral resistance (TPR) (+155±232 dyne*s/cm⁵; p<0.001) but decreased stroke volume (SV) (?33.1±13.4 ml; p<0.001) and cardiac output (CO) (?0.6±1.0 l/min; p<0.01). MA increased HR (+8.0±6.0 bpm; p<0.001), systolic blood pressure (SBP) (+9.0±7.7 mmHg; p<0.001), MBP (+10.0±6.5 mmHg; p<0.001), DBP (+9.5±7.2 mmHg; p<0.001) and CO (+0.6±0.8 l/min; p<0.01). MA+HUT increased HR (+28.8±8.4 bpm; p<0.001), SBP (+4.6±14.3 mmHg; p<0.05), MBP (+11.2±11.6 mmHg; p<0.001), DBP (+13.5±10.1 mmHg; p<0.001) and TPR (+160±199 dyne*s/cm⁵; p<0.001) but SV (?34.5±14.6 ml; p<0.001) decreased. Mental challenge during orthostatic challenge elicited greater increases in heart rate, despite similar reductions in stroke volume such as those during orthostatic stress alone. Overall, cardiac output decreases were less with combinations of mental and orthostatic challenges in comparison to orthostasis alone. This would suggest that carefully chosen mental stressors might affect orthostatic responses of people on standing up. Therefore, additional mental loading could be a useful countermeasure to alleviate the orthostatic responses of persons, particularly in those with histories of dizziness on standing up or on return to earth from the spaceflight environment of microgravity.     

Analyse du fonctionnement d'un propulseur a éjection modulée

ONERA developed, for studying the response of a propellant to a pressure or velocity fluctuation, an experimental rocket engine whose nozzle throat area can be modulated by a toothed disk.The paper presents a linearized theory of the functioning of this engine in the low frequency domain, i.e. when there is no wave propagation within the combuster.To describe the functioning of this motor, the Ryazantsev-Novozhilov method, which assumes that the gas response is instantaneous, is used. This analysis takes into account the erosion and radiation effects, the combustion efficiency and the thermal losses through the walls.Two particular cases are described, for two values of the Damköhler parameter $\text{D}{}_1\text{=}\text{t}{}_{\mathrm{c}}\text{t}{}_{\mathrm{th}}$, where t_c is the residence time in the combuster and t_th the characteristic thermal time of the heat penetration into the solid propellant. These two cases correspond, one to a classical propellant D₁ > 1, the other to a particular propellant of low burning rate ($\text{J}{}_{\mathrm{b}}\text{? 0.2}\text{to}\text{0.4}\text{mm s}{}^{\mathrm{?1}}$) D₁ < 1. The stability conditions are analysed as well as the pressure amplitute and phase as a function of the nozzle throat modulation frequency.Still in linearized theory, the complete solutions of the problem are presented, using a method of numerical resolution.     

On the limiting mass of a dense stellar matter

In the present work, we have derived an expression $\text{M}{}_{\mathrm{L}}\text{? 4.738 M}{}_{\mathrm{\odot }}$ (M_⊙ = 1.985 × 10³³ g = mass of the Sun) giving the “limiting” value of the mass of a dense stellar matter, by introducing the concept of nuclear size correction in the theory of relativistic Thomas Fermi model for a compressed atom. We find that $\text{M}{}_{\mathrm{L}}\text{? 5.1571 M}{}_{\mathrm{<mtext>Ch</mtext>}}\text{and}\text{=3.2750(M}{}_{\mathrm{<mtext>O</mtext>}}\text{)}{}_{\mathrm{<mtext>Prev</mtext>}}$ [M_Ch and (M_O)_Prev denote respectively the Chandrasekhar and author's “limiting” masses]. By making a comparative study with those of previous results it has been shown that our present treatment would provide satisfactory results for the density ranges from ? ? 10⁸ up to $\text{? ? 10}{}^{11}\text{g}\text{/}\text{cm}{}^3$. Other results of cognate interest in the non-relativistic regime 10³ < ? ? 10⁵ (without the nuclear size effect) are presented. The astrophysical implications of the results are mentioned.