多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化

研究了考虑航路点、禁飞区、热流、动压、过载、控制量以及终端状态等多种约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计问题。分析了采用一般Gauss伪谱方法进行高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计存在的主要问题,为此,提出了轨迹分段优化策略,将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。以多约束条件下最大射程轨迹优化为例进行仿真分析,结果表明分段优化方法能够较快地设计出满足各种约束条件的优化轨迹。     

声学风洞流场低湍流度及频谱测量研究

采用热线风速仪对5.5m×4m 低湍流航空声学风洞闭口试验段低湍流度流场进行测量,根据对干扰信号的分析,提出了高通惯性衰减滤波方法,并与一般数据处理方法进行了比较,给出了流场测量方案、方法和结果。采用功率谱方法和斯特罗哈数方法分析脉动速度信号中的干扰噪声,发现40Hz~10kHz 频谱范围内同时存在电磁干扰噪声和支架干扰噪声。比较分析了0.5Hz~5kHz 带通滤波方法、电磁噪声解耦方法和0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法对干扰信号的滤除效果,采用0.5Hz 高通惯性衰减滤波方法获得了流场低湍流度数据,流场速度30~100m/s 的湍流度平均值小于0.05%。实验结果表明,高通惯性衰减滤波方法可以有效控制干扰信号对测量结果的影响程度,为低湍流度流场信号处理提供了一种方法。     

大型低温高雷诺数风洞及其关键技术综述

随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分析了当前低温风洞的国内外现状,深入剖析了大型连续式低温风洞设计建设的关键技术及解决措施,对我国自行开展大型低温高雷诺数风洞的设计建设具有重要参考意义,并对成功建设我国大型低温高雷诺数风洞进行了展望。     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

双目视觉导航信息的可观测性分析

本文针对飞行器相对导航中双目视觉测量系统的可观测性问题进行了研究。推导了系统估计的Fisher信息矩阵,提出利用Fisher信息矩阵的秩分析来判断双目视觉导航信息观测性的方法,研究了特征点个数及分布与Fisher信息矩阵秩及相应系统可观测性的关系,得出至少2个特征点能满足双目视觉测量系统完全可观测的结论。结合测量方程的不同,分析比较了在相同特征点个数情况下单目视觉与双目视觉测量系统可观测性的优劣,最后,通过单幅图片位置和姿态确定数值仿真,验证了基于Fisher信息矩阵的双目视觉系统可观测性分析结论的正确性。     

微波推力器独立系统的三丝扭摆推力测量

为了探究微波推力器的推力性能,采用三丝扭摆推力测量方法对微波推力器独立系统开展推力测量实验,同时分析三丝扭摆推力测量装置的数理模型并实验测定其不确定度,由此判断实验测量结果的可信度。推力测量结果表明,现有实验条件下三丝扭摆推力测量装置能测出不低于3mN的推力,其相对不确定度为14%;在三丝扭摆推力测量装置的推力测量范围内,没有测出微波推力器独立系统显著的推力,而是在230W微波功率输出条件下测出推力在±0.7mN范围内波动,相对不确定度大于80%。     

寂寞自主创新路交大数控惊世人——访BJSK-05M高档数控系统研制者王小椿教授

有人将自主创新比作寂寞长跑,而当国外的先进技术用钱买不到时,自主创新成了必走之路。2006年6月中国国际机床展上北京交通大学数控中心成为人们关注的焦点,他们自主研发的具有样条和小线段插补功能,适用于三轴、四轴、五轴联动各类加工中心的高档数控系统在展会上首次亮相。并连续五天实时加工,演示了该系统的优越性能。     

箭载捷联惯性导航系统初始对准技术研究

为同时提高运载火箭捷联惯导系统(SINS)的对准精度、缩短对准时间，采取经典的粗对准与精对准两步对准法。在粗对准阶段，由惯性仪表的测量信息解析计算惯测组合坐标系到数学平台系的角位置关系，建立初始方向余弦矩阵Cb^n；在精对准阶段，采用四元数法推导出激光陀螺SINS数学平台角误差和速度误差方程。并以此建立初始对准误差模型，采用卡尔曼滤波(KF)进行精对准。数字仿真结果表明该模型有效，能满足初始对准精度和对准时间的要求。     

8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面：（1）支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°～120°,侧滑角变化范围达±300;（2）支撑大尺度模型（最大翼展达6m）完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°～30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;（3）支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有：模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。     

一种用于远程交会的末段制导优化方法

研究了E制导方法实现空间飞行器远程交会末制导的问题.在能量最省指标约束下,采用函数极值方法求解出最优交会时间.针对E制导方法对发动机推力可变的要求,采用PWPF调节器对具有常推力轨道发动机的空间飞行器推力加速度进行调制,得到E制导方法要求的"变推力".仿真结果表明该方法可以实现远程交会末制导且精度较高.