一种改进的INS／GPS组合导航鲁棒H∞多重渐消容错滤波算法

在对适用于INS/GPS组合导航的H∞滤波方法进行了深入研究基础上,提出了一种改进的H∞多重渐消容错滤波算法.首先给出了H∞滤波算法,然后对渐消记忆滤波方法进行了有效的改进,提出了多重渐消因子矩阵对称加权的滤波算法和残差归一化的多重渐消滤波方法,有效避免了残差量级差别所导致的残差检测失效和修正作用失配,最后提出了一种双重故障检测的容错策略,构造了改进的鲁棒H∞容错滤波器.仿真结果表明,改进的H∞容错滤波方法较常规Kalman滤波对系统模型和噪声的不确定干扰具有很强的鲁棒性,在有色噪声情况下具有高于常规Kalman滤波的精度,对于故障具有较强的检测能力和较好的组合效果,更加贴近于工程应用需求.     

基于神经网络的直升机可靠性预计

本文基于人工神经网络技术,利用现有军用直升机与可靠性相关因素的评分值和它们的可靠性参数值(MTBF),建立基于神经网络的军用直升机可靠性预计模型。经过检验表明,这种基于神经网络技术的可靠性预计方法为新机研制提供了一种有效可行的可靠性预计方法。     

基于分形维数的地磁图适配性研究

针对地磁匹配导航对匹配区适配性研究的需求,提出一种基于分形维数分析地磁匹配区适配性的方法,从原理上分析了分形维数与适配性之间的关系,在几块选定区域的地磁图上分别对分形维数进行了计算和分析,最后在上述选定区域进行了匹配仿真试验.结果表明:匹配仿真试验中所反映的地磁图适配特性与提出的方法分析所得结果具有良好的一致性,分形维数在指示地磁图适配性上具有优良的性能.     

再入滑翔式飞行器轨迹快速优化

为了满足再入滑翔飞行器轨迹实时生成的要求,提出了一种轨迹快速优化方法.在模型处理方面,根据再入飞行器运动的特点,对再入轨迹方程进行了合理的简化处理和无量纲化处理,使其更适合数值优化算法求解;在算法方面,采用乘子法对再入终端约束进行处理,然后采用共轭梯度法求解最优的再入轨迹.仿真结果表明,这样处理只需10s左右的时间便能产生一条满足约束条件的再入优化轨迹,验证了模型     

八氨基苯基笼形倍半硅氧烷改性的双马来酰亚胺树脂

从苯基三氯硅烷出发,通过水解缩合合成八苯基笼形倍半硅氧烷(OPS),经发烟硝酸硝化得到八硝基苯基笼形倍半硅氧烷(ONPS),再经Pd/C催化还原得到八氨基苯基笼形倍半硅氧烷(OAPS),用红外光谱(IR)和核磁共振(NMR)表征了它们的结构.以溶液聚合制备了OAPS/BMI树脂,研究了OAPS含量对OAPS/BMI固化树脂热性能的影响,并考察了OAPS/BMI固化树脂的介电性能.研究结果显示:随着OAPS含量的上升,OAPS/BMI固化树脂的Tg变化不大,5%失重温度(Td5)下降.含5%质量分数OAPS的OAPS/BMI固化树脂的Tg达到429℃;Td5达到475℃,800℃%残重率为51.9%;在7.95 MHz下其介电常数为2.92,tanB为9.69×10-3.     

羽流效应地面模拟试验系统关键技术发展

叙述了羽流效应地面模拟试验系统由高空模拟试车台向真空试验系统发展的过程,指出引射原理的局限性和低温冷凝技术的适用性.介绍了应用低温冷凝技术建成的美国CHAFF-4(the collaborative high altitude flow facility-Ⅳ)系统和德国STG(Simulationsanlage für Treibstrahlenin G?ttingen)系统及中国首座大型羽流效应地面模拟试验系统——PES(the plume effects experimental system)系统.采用直接模拟蒙特卡罗DSMC (direct simulation Monte Carlo )方法对PES设备的内置式液氦深冷泵的抽气能力进行了数值模拟研究,结果表明无论有无羽流吸附泵时,2g/s级发动机点火时,内置式液氦深冷泵都能满足发动机出口截面后 ? 4m×5m范围内的背压小于10-3 Pa,羽流吸附泵能有效地阻止压缩波向喷管方向推进.      

椭圆形超燃燃烧室内燃料喷射和掺混性能研究

为了优化超燃燃烧室的工作效率和性能,针对椭圆形超燃燃烧室内的燃料壁面垂直喷射方案,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对不同燃料喷射方案进行研究,着重分析了不同喷注位置的壁面曲率值、喷嘴直径以及反射激波干扰对流场特征及燃料掺混特性的影响。研究表明,喷注位置的壁面曲率对燃料掺混的影响程度与喷嘴直径相关。当喷嘴直径较大时,壁面曲率值越小,燃料的掺混效率越高,但总压恢复系数越低;当喷嘴直径较小时,壁面曲率的改变对燃料横向喷流方案的掺混效率和总压恢复影响很小。在相同喷射动压比下,不同喷嘴直径方案的流场特征以及燃料喷射掺混特性均存在相似性,缩小喷嘴直径能够提高燃料的掺混效率。就本文的研究状态,喷嘴直径为4mm的方案在燃烧室出口处的掺混效率比直径为10mm方案的高出约46.7%。此外,通道中的激波/掺混层相互干扰会大幅降低燃料穿透深度,但产生的剧烈剪切运动能够提高燃料掺混效率。     

航天器空间对接位置视觉测量方法

针对航天器空间对接过程中对接环位置的实时测量问题,提出了一种基于单目视觉的对接环识别定位新方法.通过将采集到的目标图像序列RGB信息转换到HSV色彩空间,以图像色调值为判据,实现了航天器空间对接环目标特征的有效提取.结合最小二乘椭圆拟合算法和小孔成像理论,建立了单目视觉的对接环识别定位模型,以完成航天器空间位置的精确计算.仿真结果表明,航天器近距定位可达到小于2 cm的精度,完全能够满足对接的精度要求.     

惯性制导火箭橇试验橇体结构减振隔振设计

主要针对惯性制导火箭橇试验中惯性测量装置力学环境要求严格的难题, 提出采用斜劈面外形控制和发动机斜置的方式对火箭橇系统进行减振处理,对减振平台 施加柔性预紧力的方式进行隔振处理,有效控制惯性测量装置在火箭橇运行过程中所处 的加速度环境。通过模拟仿真与试验验证,该方法有效地将惯性制导段切向加速度控制 在3g 以下,竖向加速度控制在4g 以下,大幅度减小试验过程中切向和竖向振动值。为 以后惯性制导火箭橇试验力学环境控制提供重要支撑。     

多重化双向Buck/Boost变换器控制策略仿真研究

多重化双向Buck/Boost变换器常作为能量交换接口用于储能系统中。采用基本建模法对三重化双向Buck/Boost变换器建立交流小信号模型,基于变换器的开环特性,设计了电压、电流补偿网络,在此基础上提出一种新的基于前馈校正的复合双闭环控制策略。为验证所提控制策略的正确性进行了MATLAB仿真研究。仿真结果表明:该控制策略可为三重化双向Buck/Boost变换器提供良好的动、稳态性能,同时对大范围的负载变化等扰动均具有很好的鲁棒性。