飞行员导航专家系统

论述一个飞行员导航专家系统方案。此系统包括二次通道：飞行员助理（ＰＡ）通道和飞行员助理学习（ＰＡＬ）通道。ＰＡ通道完成导航计算、形势判断和决策，通道还将显示出当前形势及给飞行员提出的建议。ＰＡＬ通道完成知识库（ＫＢ）的更新，包括：对飞行员完成的操作作出评价、综合归纳知识和规则以及知识库的修正更新。对系统所涉及的一些原则方法和算法进行了研究。     

用“人-机工程”思想进行产品设计的尝试—歼××型飞机阻力伞系统的“防错设计”

通过对飞机阻力伞系统外场使用中故障和事故的分析,用“人-机工程”思想进行了一系列的“防错设计”。经过对“故障树”的分析,说明该系统故障率大幅度下降,大大提高了系统的安全性。容错性和可靠性。使用实践也证明该设计减少和防止了飞行中的很多故障及严重事故。     

自适应卡尔曼滤波器在陆地车辆导航中的应用

建立了车载GPS(Global Positioning System)/DR(Dead-Reckoning)组合导航系统自适应扩展卡尔曼滤波模型及其算法,从而大大提高了车辆导航系统的定位精度.首次提出依据PDOP(位置误差系数)等GPS定位系统的输出参数,自动调整观测噪声协方差阵[WTHX]R和系统噪声协方差阵Q[WT]的大小,从而自适应地调整组合导航系统模型性能的方法,使得模型具有较强的适应性.计算机仿真及实验结果表明应用该模型具有良好的效果.      

太阳帆板平面度测量系统

介绍了一种采用斜光学三角形测量结构和基于虚拟精密测量基准的太阳帆板平面度无接触测量系统.首次提出斜光学三角形测量结构,使得测量系统的测量面积和分辨率大大提高,从而实现了对大面积平面平面度的高精度无接触测量.提出的虚拟精密基准的建模与误差补偿技术,解决了在非精密基准上实现精密测量这一难题,使得所研制的测量系统利用现有平台可实现对太阳帆板平面度的高精度测量.此外,对测量光斑位置估值精度与光斑图像尺寸大小和能量分布之间的定量关系进行了分析,为激光光斑的优化设计提供了理论依据.实际测量结果表明,该测量系统对面积为2581mm×1755mm太阳帆板的平面度测量精度达0.02mm(RMS).     

环形激光陀螺误差测试及估计

在引进 L-1型环形激光陀螺 (Ring Laser Gyro,RLG)的基础上,对 RLG的各项误差,包括零偏、标度因数等的测试和估计进行了实验研究。对比研究了两种随机游走系数的计算方法;根据高低温环境测试数据,建立了零偏温度模型并进行了补偿;在国内首次采用 Allan方差技术对 RLG的各误差成分进行了分离和估计,实验证明 Allan方差法为一种评估 RLG性能的有效方法。     

飞机尾流控制的SPIV实验研究

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV（体视粒子图像测速技术）系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D／3C（二维／三分量）数据,给出了三种不同尾翼情况（两种有尾翼情况及一种无尾翼情况）下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

日冕物质抛射的磁绳正演法及源区投影修正方法的讨论

利用磁绳正演法(forward modeling)研究了2007---2008年STEREO卫星观测到的21个结构清晰的日冕物质抛射(CME)事件, 得到这些CME事件在三维空间的运动速度; 与根据STEREO A星和B星观测速度进行源区投影修正得到的结果进行比较, 发现这种源区投影修正方法存在很大的局限性. 统计结果表明, 当CME源区在日面上的日心角距(CME源区和日心连线与观测点和日心连线的夹角)大于50o时, 修正速度与三维速度之间的差别不大; 当日心角距小于这个值时, 修正速度与三维速度差别明显, 尤其对于小日心角距, 相差甚大. 统计结果还表明, 当日心角距大于65o时, A星和B星得到的投影速度与三维速度相近, 投影速度可以作为CME的三维速度.      

服务型航天器在轨机动窗口

航天技术的发展与应用使在轨服务成为可能,由于各种限制因素的制约,服务航天器需要选择适当的时机,并在一定的时间范围内实施机动以提供在轨服务.提出并界定了机动窗口的概念,分析了机动窗口的制约因素,重点探讨了在机动能量制约下圆轨道之间的机动窗口计算问题.根据服务任务的紧急程度,分别研究了最省能量的漂移式机动窗口和节省时间的快速机动窗口.计算结果表明,共轨部署的服务航天器在能量有限、而时间不限的情况下,比其他部署方式有更多的机动时机,机动能量是制约机动窗口的关键因素.