水下航行体动响应影响因素敏感性分析

水下航行体在出水过程中,由于表面空泡发生溃灭,会引起结构的瞬态响应。结构动响应的大小与航行体所受流体外力直接相关,而空泡形态、航行体姿态、发射条件等都会影响航行体周围流场,使航行体所受流体动力十分复杂。本文从统计的角度出发,采用方差分析的办法,对航行体出水过程动响应影响因素进行了敏感性分析,并通过不同工况下模型试验数据,对出水速度、波浪、空泡溃灭速度、攻角等因素进行了统计分析。     

弹性体水下发射试验的仿真研究

针对水下垂直发射航行体的弹道和载荷特性,通常需要开展大量缩比模型的弹射试验来进行辨识。开展水下发射航行体跨介质运动过程的数值仿真及试验验证研究,考虑航行体的弹性特性、与筒内减振装置的碰撞特性、航行体入水和出水冲击特性等,获得了俯仰角度和弯矩载荷随时间变化规律,仿真结果与试验结果吻合地较好。     

通气量对超空泡生成与维持影响实验研究

为获得通气超空泡生成和维持的通气流量设计依据,在西北工业大学高速水洞进行了带圆盘空化器航行体多种工况下通气流量对超空泡生成和维持影响的实验研究.实验结果表明:生成给定通气超空泡形态的临界通气流量与维持相应空泡形态的临界通气流量相差很大,但二者随自然空化数的变化规律相同;在保证生成稳定超空泡前提下,空泡生成相对速度和相对时间随通气流量的增大出现相反的变化趋势,且空泡生成速度与航行体速度相差较大.实验显示空泡生成速度是航行体速度的0.015~0.28倍.该研究结论将为进一步研究自由航行超空泡航行体的通气流量设计提供参考.     

小波变换在水下航行体出水动响应识别中的应用

在出水过程中,由于空泡溃灭作用,水下航行体结构存在较大的横向弯曲动态响应,内部结构间存在相对运动,当响应较大时有可能发生干涉。本文应用小波变换方法,根据加速度测量数据对水下航行体出水过程中的动态响应进行了辨识,并与试验结果进行了对比分析。小波分析具有良好的时一频定位特性以及对信号的自适应能力,能对信号的高频、短时成分准确地在时域和频域中进行分析。这为水下航行体加速度信号处理提供了有效的分析手段。     

超空泡航行体非定常流体动力延迟效应水洞试验研究

空泡延迟效应在机动航行诱发的尾拍振荡中影响显著,是超空泡航行体的重要力学特性,在动力学建模中必须加以考虑。采用人工通气超空泡的试验方法,在西北工业大学高速水洞实验室开展了超空泡航行体连续变攻角测力试验研究,测量攻角与流体动力随时间变化历程来定量分析延迟时间特性。通过试验研究,获得了不同试验条件下变化的延迟时间;无量纲化的延迟系数与水速近似成线性关系,且随预置舵角的增大而增大;在试验采用的摆动频率中,摆动频率较大的工况,延迟系数较小。     

航行体出水过程动载荷优化方法研究

航行体垂直出水过程中,由于空泡在壁面处溃灭会产生较大的压力脉冲,从而激起结构剧烈的结构动响应,严重时可能造成结构破坏。基于遗传算法,提出了以减小航行体整体载荷为目标的顶层优化方法,通过调整整体质量-刚度分布参数,改变其动力学特性,实现了多目标优化,得到了良好的整体降载效果,在工程上具有重要的应用价值。     

基于采样通信的分布式多智能体系统稳定性分析与协同控制(英文)

研究了基于采样通信的分布式多智能体系统的稳定性分析与协同控制,并采用分布式状态反馈控制器来实现智能体间的协作。推导了一种线性不等式的形成定理,并将其用来分析系统的稳定性。同时提出了针对线性不等式约束优化问题的形成定理,将其用来设计相关的控制器,并给出了相关的算法。仿真实例验证了所提方法的正确性和有效性。     

基于固定时间干扰观测器的多智能体分布式保性能包含控制

针对多智能体协同编队抗干扰控制问题设计了一种网络化多智能体分布式保性能包含控制方法。首先,考虑因传感器性能约束导致的领航者速度信息无法精确获取的问题,采用跟踪微分器对多领航者智能体的速度状态进行估计;其次,基于多智能体动力学模型并结合多领航者智能体的速度状态估计信息,构造多智能体分布式包含控制协议;然后,为消除系统中不确定动态环境干扰的影响,设计固定时间干扰观测器对外部扰动进行实时估计与补偿;最后,利用预设性能控制技术使多智能体同步误差收敛速度、超调量等动态性能保持在预设的安全范围内。仿真实验验证了所提控制算法的有效性和可行性。     

尾翼对超空泡航行器形态及力学特性影响实验研究

超空泡水下航行器弹道控制技术是改进与优化超空泡航行器水下弹道的一种重要方式,其中对航行器尾翼的操纵是该技术的重要环节.在高速水洞实验室中进行了缩比模型通气超空泡的生成和尾翼力学特性实验研究,重点针对尾翼安装与否、不同后掠角和不同尾翼安装位置对模型超空泡形态和力学特性的影响进行了深入的分析.通过对比不同工况空泡的外形、阻力、侧向力和法向力矩,获得了尾翼后掠角以及安装位置对细长体超空泡尾部闭合和侧平面力学特性的影响规律,同时对实验结果进行了定性和定量分析.实验证实了尾翼后掠角和安装位置是影响超空泡尾部闭合与影响模型力学特征的重要因素,并提出了实现超空泡航行器尾翼的设计规律.     

航行通告最低意群表意的发布策略

在我国民用航空领域现行对外航行通告发布中已经形成了一部分惯例式发报用语。然而,随着该领域的不断发展以及新技术新情报的不断出现,我国对外发布的航行通告内容复杂程度也不断提高。为降低航行通告E项冗余信息量,减小飞行人员处理航行通告时的信息负载,本文从语言的基本元素语素出发,通过探讨如何使用最低意群完成航行通告的表意功能,探索了该理论下的航行通告发布策略。     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点,现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点,发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模,获得了测力系统结构设计准则;采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态,对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求,且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求,能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷,且满足精度要求,证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

火箭动态弯矩测量的频响特性分析

介绍了火箭动态弯矩测量的方法和原理,利用横向弯曲振动梁理论,首次推导了悬臂梁和自由梁的端面弯矩动态放大倍数表达式,对箭体结构偏保守地计算了不同边界条件的载荷动态放大倍数。动态弯矩测量的频响范围可达到100Hz,测量部段的壳体响应频率(约150Hz)不影响30Hz以下的截面载荷测量结果,箭体动态弯矩测量方法的频响特性满足测量要求。另外分析了箭体直径变化的影响,比较了箭体动态弯矩测量与风洞测力天平的异同。     

基于图像特征分类和RBF网络的两轴车辆动态称重技术

汽车在行驶过程中的总重信号通常由各轴重信号确定,各轴重信号的测试精度取决于对车辆运动参数和振动信号等的精确分析。本文采用径向基函数(Radial basis function,RBF)网络处理轴重信号,针对该网络的泛化能力与拟合精度的矛盾,将车辆按照重量分为大、中、小3种类型,并进行整车建模和网络训练;实际测试过程中,利用汽车俯视图像提取类型特征,然后根据汽车的类型将测试参数输入不同的神经网络进行处理,以静态测量结果为相对真值。仿真结果表明,分类建模比单一混合建模具有更高的测试精度。     

扑翼式微型飞行器的风洞试验动态数据采集和处理

介绍了扑翼式微型飞行器的虚拟仪器测控系统结构,以及为避免多线程中死锁的关键问题,建立基于安全队列的多线程技术的动态实验测量系统.以微型飞行器风洞动态实验为对象,解释了基于安全队列的多线程技术应用于动态测控实验的优势.通过某扑翼式MAV进行吹风试验和频率谱计算,进一步验证了动态测量的正确性.     

无人直升机地面站系统组件化分布式设计与实现

无人直升机地面站开发是一个复杂的软件设计过程,提高其开发效率的关键在于有效地解决系统结构耦合和模块间实时通信问题。本文在CORBA事件服务机制和TAO实时通信服务品质的基础上,设计了用于Windows平台的事件提供者COM组件和事件消费者COM组件,实现了分布式无人直升机地面站系统组成组件对象间的解耦和实时数据通信。以事件提供者和消费者COM组件为分布式通信基础,以COM组件模型为实现手段,地面站各功能模块得以快速建立和调试。最终,分布式无人直升机地面站系统通过组件包容得以集成,系统的修改和升级也较以往更方便,说明了本文提出的将COM和CORBA相结合的组件化设计模式在构造复杂分布式实时应用系统方面具有明显的优势。     

基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统

当无人机机动飞行时,采用加速度计校正陀螺误差的测姿系统不能有效地修正陀螺漂移问题,为此提出了基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统.引入GPS速度信息、捷联加速度信息和角速率信息建立了基于欧拉角描述的融合测姿系统模型,采用强跟踪滤波器对姿态进行融合估计,有效地估计出陀螺的漂移误差,从而得到无人机准确可靠的姿态测量,同时可以修正无人机的运动速度.通过建立飞行仿真模型,在给定的飞行航迹段对所提出的多传感器姿态测量系统进行了仿真研究,结果表明:测姿系统能够有效地减小模型误差的影响,估计出陀螺的漂移误差,得到更加准确的姿态测量.     

基于MAS的空天飞行器自主控制系统设计

研究并设计了空天飞行器自主式控制系统的体系结构。该体系结构采用多智能体技术设计,结构中的每个主体都具有一定的自主性,可以实现相应的功能,并能通过协作完成给定的飞行任务。通过对整个系统工作原理和各个主体具体功能的分析得出,该分布式体系结构大大提高了系统的自主性及系统对复杂问题的解决能力,可以满足空天飞行器实现自主飞行的要求。同时通过与RA(R em ote agen t arch itecture)系统的比较还发现该系统具有更高的智能,更好的鲁棒性、移植性和扩展性。最后,本文在详细介绍了一种多智能体系统(M A S)设计软件和运行平台(分布式环境为中心的主体框架)的基础上研究了该自主控制系统的实现。     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术.通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题.利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响.在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模...     

基于极点与极性的车辆分割及阴影处理方法

视频交通参数检测中的车辆分割需要准确地检测与车辆连在一起的阴影和车灯产生的亮斑。一般地,路面与车辆的图像在灰度结构上存在显著差异。本文推导了图像在光照变化情况下的一种灰度结构——极点与极性分布图,并提出了一个基于该分布图的车辆阴影与亮斑检测算法。该算法能够精确地检测车辆阴影,车灯照射产生的路面亮斑和因其他原因被误为车辆的路面。该方法使用对光照变化不敏感的灰度结构,阴影检测准确而稳定,计算量小。     

高速风洞级间分离轨迹模拟试验技术

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明:上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200 mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680 mm、y向0～507 mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。