空间仿生可变构智能感知网络技术

基于仿生集群系统感知功能与行为的视角,提出了空间感知网络的若干前沿科学问题,包括仿生可变构异构空间分布式智能感知网络设计、单星自主机动对准和协调操控、星群协同相对测量与控制等。在干扰对抗态势下,空间感知网络的生存智能需求是保持各节点的可变构型网络、异构分布式感知与协调控制,从抗扰、容错和节能等角度提出了未来智能感知网络所应具有的安全、绿色和免疫等特征。仿生空间感知网络的目标是通过可变构异构分布式星群设计,实现星群多源信息融合和“眼、耳、脑、体、群”的智能协调,提高感知网络的智能协调能力以及对于空地目标与空间态势的感知、理解、预判和机动处置能力。     

双工位自锁电磁铁的设计与仿真

根据某型发动机系统要求,亟需研制一种具有双工位自锁功能的电磁阀以确保发动机断电时仍能正常工作。核心组件电磁铁作为自锁电磁阀最重要的部件,直接影响整个阀门的可靠性。以往型号发动机中双工位自锁电磁铁应用较少,在设计计算与仿真研究方面稍显不足,工程指导性有待加强。阐述了一种双工位自锁电磁铁工作原理,介绍了磁路设计与计算方法,使用有限元软件对电磁铁进行仿真计算,相关测试验证了设计的准确性。通过对电磁铁性能特性进行仿真研究,得到了外部参数对其影响规律。即衔铁工作气隙增大将导致吸力减小,驱动电压增大可使电磁铁动作响应时间减少、触发电流和电流储备系数增加,作动裕度有所提高。由此得到了一种具有工程指导意义的双工位自锁电磁铁设计方法。当前该方案电磁铁已用于某型液体火箭发动机中,并通过多次地面热试车考核。     

模型不匹配时的航空发动机预测控制

1引言一般来说,预测控制适应范围宽,即使在模型不匹配的情况下,也可取得较好的控制性能。但对于航空发动机这样的复杂的被控对象,不采取一定的措施,很难保证所有飞行区域都可取得满意的预测控制效果。以某型航空发动机采用预测控制为例,预测模型不变,在阶跃输入作用下,进行全飞     

固化温度对SY—H2胶粘剂性能的影响

研究了固化温度对SY H2糊状胶粘剂剪切强度的影响。首先采用差热扫描量热法 (DSC)研究了SY H2糊状胶粘剂固化反应动力学 ,根据Kissinger和Ozawa方法计算出胶粘剂的表观反应活化能分别为 10 2 3kJ/mol和 10 3 9kJ/mol,结合Crane公式求出反应级数为 0 94 3。还根据DSC分析数据研究了升温速率Φ与放热峰值温度Tp 的关系 ,研究表明Tp 与lnΦ呈线性关系。最后讨论了SY H2糊状胶粘剂固化温度对胶接试样剪切强度的影响 ,在固定的固化时间内升高固化温度有助于提高胶接强度 ,最佳固化工艺参数为 130～ 14 0℃固化 2h。     

广义回归神经网络在冗余捷联惯导故障诊断中的应用研究

针对冗余捷联惯导的故障诊断问题，研究提出了一种基于广义回归神经网络的故障诊断方法。该方法在传感器输出数学模型未知的情况下，仅通过传感器之间的冗余关系，利用传感器正常工作时的测量值和改进的神经网络估计输出值生成残差进行故障诊断。仿真试验表明，利用神经网络补偿产生的残差可以检测到未补偿时的故障。该方法不仅可以检测到单故障，还对多传感器同时发生故障具有一定的检测能力。     

增压连续式跨声速风洞的防喘振措施--直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一.直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论.在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上,通过数值仿真,分析了直接放空对风洞和压缩机的影响.结果表明对于增压连续式跨声速风洞,直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程,不能有效地使工作点脱离喘振区.     

陀螺加速度计误差模型系数离心机测试方法研究

提出了一种在带有反转平台的精密离心机上标定陀螺加速度计误差模型系数的方法。阐述了其测试原理，指出这种带反转平台的测试原理改善了陀螺加速度计离心机测试的环境条件。所提出的测试方案和辨识方法解决了陀螺加速度计在精密离心机上进行高g测试时，受到离心机大臂旋转牵连运动影响的关键问题，并提出分离和精确标定陀螺加速度计误差模型系数的数据处理方法，解决了反转平台引入后造成的正弦输入问题。     

基于SQP方法的常推力月球软着陆轨道优化方法

月球软着陆是未来月球探测中的一项关键技术。针对这项技术，本文给出了一种基于SQP方法的常推力月球软着陆轨道优化方法。该方法通过将常推力月球软着陆轨道离散化，利用离散点处状态连续作为约束条件，把常推力月球软着陆轨道优化问题归结为一个非线性规划问题，对于此问题的求解，其初值均为有物理意义的状态和控制量，从而避免了采用传统优化方法在解决此优化问题时对没有物理意义变量初值的猜测。最后，利用SQP方法求解了此轨道优化问题。仿真计算结果表明这种离散化的方法应用于此轨道优化问题可以避免传统轨道优化方法对初值敏感的问题。     

基于多块对接网格的多侧喷流瞬态干扰特性研究

基于无限插值理论和多块网格技术,生成了带多姿控发动机的拦截弹结构体网格。利用非定常N-S方程数值求解技术,计算了大气层内高超音速拦截弹带多个横向喷流的瞬态干扰流场,为拦截弹瞬态多侧向喷流的精确控制力建模提供了理论参考依据。研究结果表明,与单喷瞬态干扰相比,瞬态多侧向喷流干扰延迟效应更明显;多侧喷瞬态喷流尾流对尾翼存在更强干扰现象。     

Numerical analysis of broadband noise reduction with wavy leading edge

Large Eddy Simulation(LES) is performed to investigate the airfoil broadband noise reduction with wavy leading edge under anisotropic incoming turbulence. The anisotropic incoming turbulence is generated by a rod with a diameter of 10 mm. The incoming flow velocity is 40 m/s and the corresponding Reynolds numbers based on airfoil chord and rod diameter are about 397000 and 26000, respectively. The far-field acoustic field is predicted using an acoustic analogy method which has been validated by the experiment. A straight leading edge airfoil and a wavy leading edge airfoil are simulated. The results show that wavy leading edge increases the airfoil lift and drag whereas the lift and drag fluctuations are substantially reduced. In addition, wavy leading edge can significantly change the flow pattern around the leading edge and a pair of counter-rotating streamwise vortices stemming from each wavy leading edge peak are observed.An averaged noise reduction of 9.5 dB is observed with the wavy leading edge at the azimuthal angle of 90°. Moreover, the wavy leading edge can mitigate noise radiation at all the azimuthal angles without significantly changing the noise directivity. The underlying noise reduction mechanisms are then analyzed in detail.