高超声速气动力及激波位置快速计算方法研究

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。     

速度增益制导在远程交会任务中的应用

利用冲量假设解决远程交会问题在工程上很难实施,制导精度无法控制。本文针对两冲量交会问题,设计出两次机动的制导方案。第一次机动利用速度增益制导,第二次机动采用按时间关机制导。理论和仿真结果显示该方案可靠性高,制导精度满足远程交会的技术要求,同时也保证了向近程制导转换的精度。     

飞机对称着陆多体动力学建模与实测验证

基于牛顿-欧拉多体动力学建模方法,建立了三体九自由度飞机对称着陆动力学模型.以某型双腔缓冲器起落架飞机为例,通过飞行实测不同状态下的起落架着陆动态载荷,仿真计算相应的着陆重量、着陆下沉速度及着陆姿态下的着陆动态载荷.验证分析结果表明,所建飞机对称着陆多体动力模型是有效的.     

转子闭口槽在高效电机中的应用

高效电动机采用转子闭口槽工艺,可以减小转子齿槽产生的损耗,提高电机效率。通过闭口槽样机试制及样机试验数据,验证了转子闭口槽结构性能,得出该工艺可行,并提出相应的工艺措施。     

一种基于EMD的低湍流度信号处理分析方法

采用热线风速仪在3座典型低速风洞中进行了流场湍流度测量,这3座低速风洞包括1个低湍流风洞、1个常规闭口风洞和1个开口射流风洞。针对湍流信号通常受噪声干扰的问题,在湍流度值处理中引入了经验模式分解（EMD)自适应滤波和HHT时频谱分析方法。将EMD方法与其他几种湍流度值处理方法进行了比较,包括带通滤波方法（BP)、电磁噪声解耦方法（ENC)和高通惯性衰滤波方法（HPIA)。采用EMD方法测得低湍流风洞的湍流度值,在流场速度30~100 m/s的范围内小于0.05%。采用HHT方法完成了脉动速度信号的时频分析,分析发现开口风洞试验段的脉动速度HHT时频谱有突出的低频信号。所构建的EMD自适应滤波器可以有效控制噪声对热线输出信号的影响,是一种有效的低湍流度信号处理方法。     

A SMGCS滑行道冲突预测与避免控制

针对先进机场场面引导与控制系统(Advanced surface movement guidance and control system,A-SMGCS)滑行道冲突预测与避免控制,提出基于事件反馈的闭环控制框架,并重点解决对头冲突预测与避免控制问题。建立滑行道受控着色Petri网模型。提出航空器可控滑行路段概念,并给出其对应子模型的生成规则。利用子模型中环路和环路链,给出无对头冲突的充分必要条件。提出对头冲突避免控制策略,以及适合实时控制的对头冲突预测与避免控制算法。算例表明本文能根据场面状态及时识别对头冲突并实现冲突避免。     

基于鲁棒控制理论的轨迹规划方案

为了在大流量、高密度和小间隔条件下获取多航空器鲁棒无冲突轨迹,针对不同的航路空间分布结构,通过将单架航空器视为一个批次以及引入缓冲时间参数,基于航路冲突点保护区竞争机制,在极大代数框架下根据管制间隔约束构建了单航段和多航段航空器流控制模型,建立了模型输入变量、状态变量和输出变量之间的约束关系。从各类子模型的空间逻辑结构出发,进一步构建了空域多航空器极大代数耦合模型。基于不同的调配目标,设定了多类鲁棒优化指标函数,采用调整航空器到达航段入口时刻和在航段上运行速度两种策略,提出了多航空器轨迹规划鲁棒优化模型。算例分析表明,本文所提出的规划模型可行有效。     

基于GPS对地球同步轨道自动转移飞行器进行导航的可行性分析

研究利用GPS对地球同步轨道自动转移飞行器进行导航的方法,分析了飞行器在转移过程中可用的GPS卫星数目,在地心惯性坐标系下建立了惯导误差和GPS的伪距、伪距变率模型,采用渐消因子的自适应卡尔曼滤波对飞行器进行组合导航.仿真结果表明,可用GPS卫星的数目随着飞行器高度的增高而减少,因此无法利用单一历元观测信息直接对飞行器导航.但采用多历元观测信息和动力学模型相结合的滤波方法可对飞行器进行组合导航,当飞行器初始位置偏差为1 km,初始速度偏差为1 m/s,伪距及伪距变率观测均方差分别为10 m和0.05 m/s时,地球同步轨道自动转移飞行器的最终位置偏差小于50 m,速度偏差小于0.02 m/s.      

基于X射线脉冲星的航天器自主导航数值分析研究木

基于X射线脉冲星的天文自主导航方法稳定、可靠、精度高.是航天器自主导航领域重要的发展方向.论文介绍了基于X射线脉冲星导航的基本原理,给出了脉冲星自主定位的滤波模型;基于扩展卡尔曼滤波导航算法,以地球同步轨道为例,分析了不同初始误差、轨道倾角、轨道偏心率以及不同脉冲星方位误差下的导航精度.仿真算例表明,在脉冲星方位误差为0.001"、脉冲到达时间测量误差为0.1μs的情况下,导航定位精度优于1 km,且对初始误差不敏感;脉冲星方位精度、脉冲计时精度、轨道面位置和轨道偏心率是影响导航精度的主要因素.     

组网雷达抗ARM能力分析与评估研究

首先分析了组网雷达抗ARM攻击的工作机理 ,继而提出评估组网雷达抗ARM攻击效果的方法及指标 ,最后通过一个仿真实例验证了评估方法和指标的合理性