基于SVD的R-T-S最优平滑在机载SAR运动补偿POS系统中的应用

 机载合成孔径雷达（SAR）运动补偿用位置姿态系统（POS）的导航精度直接影响SAR成像的效果。为进一步提高POS的导航精度和数值稳定性,提出将基于奇异值分解（SVD）的Rauch-Tung-Striebel（R-T-S）最优固定区间平滑应用于POS后处理中。在基于SVD的前向卡尔曼滤波（KF）的基础上,进行了基于SVD的后向R-T-S最优固定区间平滑,获得位置、速度和姿态的最优估计。该方法将原算法中均方误差阵进行奇异值分解,不仅具有很好的数值稳定性和鲁棒性,而且避免了矩阵的求逆。半物理仿真结果表明,该方法在导航精度和数据平滑度上明显优于目前工程中应用的KF,是一种有效的事后处理方法。     

磁悬浮反作用飞轮速率模式非线性协同控制方法

 为了改善磁悬浮反作用飞轮制动过程的动态性能和转速过零特性,提高飞轮的输出力矩精度,提出一种磁悬浮反作用飞轮速率模式非线性协同控制方法。首先建立包含电机和功率变换器的飞轮系统状态空间平均模型,然后基于飞轮系统的状态空间平均模型设计了加速和制动运行的协同控制律,并对控制律中的不确定扰动力矩项进行符号化处理,以提高控制系统抑制力矩扰动的动态响应速度。仿真和实验结果表明,该控制方法改善了转速过零特性,增强了飞轮对随机力矩扰动的鲁棒性,提高了制动控制的准确性,飞轮输出力矩精度达到6.2×10^-4N·m。     

三角柱体对机翼根部马蹄涡的影响

在现有文献的基础上,采用k-ωSST湍流模型和SIMPLE数值模拟算法,进一步探讨增加宽度比的三角柱体对于角区马蹄涡的影响。结果显示当三角柱体宽度在一定范围内增加时,马蹄涡的控制效果得到进一步提高。定义的涡强系数(基于涡心位置及马蹄涡的涡量)能很好地表征马蹄涡的强度。当三角柱体宽度与机翼厚度相同时,即宽度比为b/T=1(b为三角形宽度,T为机翼最大厚度)时涡强系数降到原来的27%。文中的三角柱体的高度仅为机翼厚度的1/20,和当地边界层的厚度相当。此种三角柱既能控制马蹄涡,又不会引起流场的整体剧烈变化。     

同心与非同心型挤压油膜阻尼器减振能力的实验比较

为了比较带定心弹簧的同心型与不带定心弹簧的非同心型挤压油膜阻尼器(SFD)的减振能力,在同心型与非同心型SFD 多盘柔性转子系统实验装置上进行了不同转子不平衡质量及油膜径向间隙条件下的系列试验。结果表明:相对于刚性及纯弹性支承,两种SFD都能够有效地减小转子系统的振动。在同心型SFD 柔性转子系统中,当SFD的作用相对定心弹簧的作用较弱时,可以用定心弹簧来调整转子系统临界转速的位置,转子的临界转速在弹支临界转速附近;当SFD的作用相对定心弹簧的作用较强时,定心弹簧对转子系统临界转速的影响不大,转子的临界转速在刚支临界转速附近。非同心型SFD 转子系统的非线性特性比同心型SFD转子系统更为复杂,不仅会出现主共振,而且还会出现超谐共振及亚谐共振。      

吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战.建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性.通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据.     

单相液体发汗冷却规律实验

以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析.      

高超声速飞行器发动机热防护与发电一体化系统

在对高超声速飞行器的热防护和机载设备电能需求的综合考虑下,立足发动机能量管理优化,结合CO2的物性特点,提出了以超临界CO2为循环工质的高效热防护与高温发电一体化系统。此一体化方案可以在实现发动机热防护的同时,提供电能、并减少冷却用燃油流量。基于燃油为该一体化系统的唯一热沉,通过理论分析和计算,提出了两个一体化系统,通过对一体化系统的优化分析,给出了提高一体化系统性能的措施:尽量提高燃油在CO2冷却器中被加热的终态温度以及采用回热来提高CO2闭式布雷顿循环的性能,该系统的热效率可达到17%。相对于采用蓄电池和燃料电池为机载设备供电的方案,当飞行器飞行时间为30 min,该一体化系统的净增质量分别降低85%和68%,体积分别降低81%和59%。      

一种组合导航系统快速滤波方法及半物理仿真

在利用卡尔曼滤波器对数据进行处理时,协方差矩阵的预报运算过程需要的计算量最大,每一步迭代的计算量与n3(n为状态矢量维数)成正比,约占整个卡尔曼滤波过程70%的CPU时间.协方差阵预报计算过程中,数据输入输出所需要的传递工作量也最大.由于微小型飞行器导航系统采用小体积、低功耗、低成本的微处理器作为导航计算机,为了保证导航实时性的要求,提出了一种降维滤波器加矩阵外积法的快速滤波方法来减少MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)/GPS(Global Positioning System)/MMC(Micro Magnetic Compass)组合导航滤波算法的计算量,以提高算法的实时性.半物理仿真试验结果表明:此种算法不仅可以提供较为满意的导航精度,而且大大减小了计算量,提高了系统的实时性.      

大方位失准角MIMU空中对准建模及半物理仿真

由于快速性的要求,微小型无人机不经过地面精确初始对准就升空作业,因此MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)空中对准在大失准角下进行. 为了提高微小型无人机空中的反应速度和作业精度,把非线性误差部分作为状态变量,建立MIMU在大方位失准角下无需小角度近似的空中对准的线性模型,同时为解决噪声不确定导致滤波器发散的问题,提出将AKF (Adaptive Kalman Filter)应用在GPS(Global Positioning System)辅助MIMU的空中对准中,半物理仿真结果证实其取得了比基于非线性误差模型的EKF(Extended Kalman Filter)精度高且速度快的结果,不仅使MIMU的方位失准角由60° 快速下降到2° 左右,且所需时间仅为EKF的67%.      

超导陀螺转子偏移建模与测试方案

根据球形差动电容传感器测量微位移的原理,针对八电极结构的超导陀螺仪分析了每对测量电极上悬浮转子偏移量与电容变化量间的关系.通过无量纲化和微位移范围内线性化处理及利用最小二乘算法,建立了转子偏移测量模型.给出了基于该模型的超导陀螺转子偏移测试方案及其各参数间的关系.分析了影响陀螺转子偏移测量精度的因素.超导陀螺转子偏移测试方案的特点是为保证悬浮转子的零电位而采用4对测试电极的电极分布法,能同时测量出转子偏移的大小和偏移方向.实验结果表明,差动电容传感器的分布电容、陀螺转子的零电位和模型误差等是影响测量精度的主要因素.提出了降低相应因素不良影响的方法及输出电压与转子偏移量呈线性关系模型的适应范围.