一种高超声速飞行器的非线性再入姿态控制方法

针对高超声速飞行器的再入非线性动力学模型,利用SDRE（state dependent Riccati equation）设计姿态控制器。基于奇异摄动理论,把姿态动力学分解成姿态角和姿态角速度跟踪内、外环回路,同时把非线性动力学伪线性化。每个跟踪回路用SDRE获得控制律,考虑到SDRE局部渐近稳定的特点,可以保证系统闭环稳定。最后设计高超声速飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行仿真,验证了该方案的有效性。     

基于帧间特征点匹配的红外弱小目标检测

高空下、视复杂背景下弱小目标的检测一直是红外弱小目标跟踪的难点,提出了一种基于帧间特征点匹配的红外弱小目标检测的方法,将复杂背景下的动态弱小目标检测问题看作是帧间复杂背景的运动估计补偿问题,消除了背景杂波对红外目标的影响,进而达到了抑制背景的目的。做出了该算法与现在常用的频域高通滤波、形态学Top-hat滤波两种小目标检测算法的对比,并将目标局部信杂比和目标检测的虚警率作为算法的有效性评价指标。试验结果表明,通过准确的地补偿复杂背景的帧间位移量,再结合帧间差分的方式,后红外弱小目标检测的信杂比提升了2倍以上,检测得到的虚警率低于20%。     

基于微分器的轨迹线性化控制方法及其应用

针对当前轨迹线性化控制(TLC)方法对系统中的不确定性存在鲁棒性不足的问题,受非线性跟踪微分器设计思路的启发,提出了一种基于微分器设计原则的轨迹线性化控制方法.首先,引入二阶线性微分器(SOLD)的概念,通过理论分析指出了当前轨迹线性化控制方法中采用一阶惯性+伪微分器求取标称指令的微分信号时,会存在与二阶线性微分器类似的峰值现象,随后利用韩式跟踪微分器(TD)求取标称指令及其微分信号,避免了该现象的同时又赋予了系统在控制量的约束范围内调节响应快慢的能力;其次,通过构造期望的闭环系统,跟踪误差动态,直接获取线性时变(LTV)系统的控制量, 使得参数整定不再依赖于并行微分(PD)谱理论,在此基础上,将混合微分器(HD)的非摄动形式等价为期望的闭环系统跟踪误差动态,以提升轨迹线性化控制方法的鲁棒性,同时借助Lyapunov稳定性理论证明了受扰系统的跟踪误差最终一致有界;最后,利用所提出的轨迹线性化控制方法设计了高超声速飞行器的姿控系统并进行了相应的仿真.结果表明:存在大范围气动参数摄动的情况下,本方法仍具有较好的控制性能及抗干扰能力,能够满足高超声速飞行器快时变、高精度以及强鲁棒的控制需求.      

碟形轴对称无人直升机总体设计

在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上,选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案;给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法;建立了碟形无人直升机飞行动力学模型,分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性,并进行飞行仿真验证。结果表明：本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。     

自由曲面构件的纤维铺放路径规划

针对复合材料纤维铺放工艺及其设备控制的特点,提出了复合材料构件CAE/CAM一体化纤维铺放路径优化设计方法。通过对构件模型的有限元分析,获得构件的内部应力分布,根据主应力的大小和方向合理规划出若干基准纤维铺放路径;提出了基于等距线、等分点原理的两种算法,对基准铺放路径进行均匀密化,实现整个构件曲面的纤维铺放路径规划;讨论了铺丝宽度和铺放精度的控制策略,并给出了铺放头压辊中心控制轨迹,以满足纤维铺放机械手的控制需求。     

Ti6Al4V钛合金表面羟基磷灰石陶瓷膜的制备

Ti6Al4V钛合金在不同钙磷浓度电解液体系中进行微弧氧化制得氧化膜,并进行水热处理。采用SEM观察微弧氧化膜微观形貌,使用EDS、XRD分析膜层成分和相组成。结果表明:电解液中钙磷浓度直接影响其在膜层中的含量,且钙离子主要靠扩散作用进入膜层,而磷离子靠电迁移进入膜层;微弧氧化膜中的钙盐、磷盐水热处理后转化成具有生物活性的羟基磷灰石,但处理温度过高,会出现晶粒粗大,适宜的水热处理工艺是200℃水热处理12小时。     

基于Lawden改进型方程的编队Unscented Kalman Filter滤波估计

通过改进卫星编队的Lawden方程得到非线性相对运动方程,称为Lawden改进型方程,使其更加近似于编队运行环境.通过该非线性方程,在编队相对导航研究中,以EKF滤波方法为参考分析,采用适合非线性系统的UKF(Unscented Kalman Filter)滤波方法对编队的状态进行滤波估计.通过仿真实验,结果表明采用UKF滤波方法的编队状态估计精度明显优于采用EKF滤波方 法得到的估计精度,其中相对距离估计精度可以提高70％左右,相对速率估计精度可以提高25％左右,在工程应用中具有一定的参考利用价值.     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化为0°～25°,流量系数为0.29～2.07.研究结果表明:在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°～1...     

低温推进剂深度过冷加注技术研究及对运载火箭性能影响分析

介绍了运载火箭深度过冷加注技术国内外研究现状,分析了深度过冷加注对火箭性能影响。经分析显示,深度过冷加注在降低增压系统规模、减小贮箱容积需求、降低贮箱壁厚、提高发动机预冷适应性、提高推进剂整体品质及发射适应性、缩短加注发射流程等方面均有明显作用。提出了实现深度过冷加注的关键技术及主要技术方案设计。     

非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能影响

为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.75°,建立了一组具有不同下外扩张角的非对称波瓣S型喷管模型。通过数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,得到了S型喷管气动热力性能随非对称波瓣下外扩张角的变化规律。研究结果表明:第一个弯道上游流场中,流向涡具有较强的混合能力,其核心区无量纲涡量值随非对称波瓣下外扩张角增大而逐渐增大;然而,在第一个弯道下游流场中,所有模型对应的流向涡核心区无量纲涡量值均已非常微弱。在S型喷管弯道区域,流道流向、截面形状发生巨大改变,使得内外涵流体混合效果显著提高,但混合流体的总压恢复系数却急剧下降。混合流体热混合效率值受下外扩张角影响不明显,但S型喷管下半部分内壁面温度随下外扩张角增大而逐渐上升。在S型喷管出口,下外扩张角为17.75°模型的总压恢复系数为0.9464,高于其他3种模型,并且相对于该截面上总压恢复系数最低值增加了0.55%。