高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一.笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述.介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势.同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况.     

表面热流辨识技术在边界层转捩位置测量中的应用初步研究

目前工程飞行试验中主要采用近壁热电偶测温法来确定飞行器表面流动的边界层转捩位置,由于测点离表面较近,对温度传感器量程和结构强度有较高要求.为此,提出了基于表面热流辨识技术确定转捩位置的基本思想和处理方法,测点可以距离表面相对较远.但是,当测点越远离受热面,辨识问题的不适定性会越强,因此需要采用仿真辨识方法来对传感器安装位置进行合理选取.在给出二维传热模型表面热流辨识算法的基础上,对两个算例进行了仿真辨识分析.结果表明:基于表面热流辨识技术确定转捩位置是可行的,能给出较为准确的转捩区域判断.     

基于路面分割的高精度地图创建优化方法研究

高精度地图主要利用已采集图像的地面信息生成,但是在真实环境中图像的地面信息容易受动态障碍物遮挡,同时GPS难免会有抖动误差,导致地图拼接效果并不理想。针对上述问题提出了一种基于路面分割的动态障碍物去除与图像配准方法。使用深度学习对全景图像进行语义分割并提取路面信息,在去除动态障碍物干扰后,利用路面特征进行图像配准。融合GPS与里程计信息进行定位优化,利用多帧图像叠加填补空缺形成地图。最终,实验验证了该方法在去除动态障碍物的同时也提高了地图的精度。     

高空台飞行环境模拟系统数字建模与仿真研究

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模型,设计了双闭环进排气压力自动控制结构。在对实际控制系统功能性分解基础上,构建了飞行环境模拟系统数字仿真平台,并在数字仿真平台上进行了压力动态控制仿真。仿真结果表明各子系统压力动态建立过程与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态过程,证明了系统数学模型的合理性。利用仿真方法模拟了发动机流量变化对各控制子系统的影响,稳压腔压力最大偏差为4.5kPa,发动机进气压力最大偏差为3.4kPa,排气压力最大偏差为1.5kPa,验证了飞行环境模拟系统控制性能。     

质量矩固体推进微纳卫星自适应反演控制律设计

为解决微纳卫星利用固体火箭推进器进行快速轨道机动时的姿态翻滚问题,提出了利用质量矩技术对卫星的俯仰、偏航通道姿态进行稳定控制。首先考虑推进剂燃烧、质量块运动等因素引起的系统质量特性参数的变化,建立质量矩固体推进微纳卫星姿态动力学模型;然后分析了推进剂燃烧、质量矩控制引入的系统模型参数不确定性、连续有界未知干扰;随后基于反演控制方法,设计了卫星姿态角和姿态角速度双回路自适应滑模动态面控制器,利用自适应算法调节控制参数估计来补偿不确定因素的影响;基于Lyapunov函数证明了闭环系统的稳定性。最后,通过数值仿真验证了控制算法的有效性。     

除油液中表面活性剂的定量分析

利用四苯硼钠络盐反滴定法对除油液中的脂肪醇聚氧乙烯醚类非离子型表面活性剂平平加OS-15,利用紫外光谱法对除油液中的阴离子型表面活性剂十二烷基苯磺酸钠进行了定量分析.结果表明:除油液中磷酸钠、水玻璃及十二烷基苯磺酸钠对平平加OS-15的分析结果没有影响;除油液中磷酸钠、水玻璃及平平加OS-15对十二烷基苯磺酸钠的分析结果影响很小. 皂化性油和除油液中的碱作用生成的硬脂酸钠及棕榈酸钠采用过滤的方法排除;非皂化性油采用离心分离的方法排除.      

双马来酰亚胺/聚醚砜复相树脂相结构与热性能

利用SEM、DMA和TGA研究双马来酰亚胺(BMI)/聚醚砜(PES)复相树脂微观相结构对热性能的影响。结果显示:BMI/PES复相树脂体系发生了相分离现象,当PES添加量达到15phr时,复相树脂体系中产生了相反转结构,富BMI颗粒相被富PES相紧密包裹;相比于纯BMI树脂,BMI/PES复相树脂中归属于富BMI相的玻璃化转变温度Tg升高;BMI/PES-5复相树脂中只有一个Tg,其起始模量降低对应的温度升高;随着PES添加量增大,BMI/PES复相树脂高温塑性行为更加明显;由于PES与BMI间良好的界面作用及富PES相的热防护作用,BMI/PES复相树脂的最大热失重温度和残炭率均得到显著增大;树脂体系在氮气氛围中的耐热性要优于空气氛围。     

基于模糊控制的火箭伺服系统频域控制设计方法

某型火箭发动机机械谐振频率低、谐振程度剧烈,给伺服系统的控制方法设计带来了困难.本文将模糊思想引入到控制器频域设计,提出了一种采用T-S结构的混合模糊控制算法,该算法根据输入信号的频率成分实时调整控制器的比例系数.Simulink仿真结果表明,该算法有效抑制了系统的低频谐振,改善了系统的频率特性.     

民用飞机高寒专项试验实施方法研究

为验证在高寒环境下能够安全运行,民用飞机需开展整机级高寒专项试验。总结了民用飞机高寒专项试验地点的环境条件,包括国内机场气象分析、国外机场气象分析、气候实验室环境条件,针对气候实验室及海拉尔东山机场论证了试验窗口期选取建议,梳理了试验期间环境温度测量、机上数据读取、系统参数测量相关测量内容及注意事项,并对民用飞机在气候实验室和海拉尔东山机场的冷浸透前检查、冷浸透期间检查、冷浸透后检查和海拉尔东山机场的航前检查、飞行检查、航后检查的试验现场实施方法及要点进行了研究,给出了在海拉尔东山机场进行冷浸透检查的时间建议,从而系统论证了民用飞机开展高寒专项试验相关的试验实施方法,对民用飞机高寒专项试验的策划与实施具有一定的指导意义。     

基于喘振信息数据融合的发动机温度传感器

针对热电偶（阻）型温度传感器呈现较强的惯性，提出一种基于矩阵奇异分解的传感器数据融合方法，将喘振信息与温度传感器输出信号相融合，分别消除了发动机进口温度T1约1．2％和涡轮后燃气温度L约0．8％的静态误差；同时，还提出了利用喘振信息消除温度传感器动态误差的技术，补偿了热电偶（阻）的惯性延迟。实验和仿真结果表明，该数据融合方法和动态补偿技术不仅算法简单有效，而且温度补偿准确，提高了发动机电子调节器工作的可靠件．