卫星测控信号的调制类型自动识别算法

研究了应用于卫星测控信号的自动调制识剐算法，提出了FM和PM测控信号识剐的两种算法，分析并仿真验证了载频偏移对正确识别率的影响，研究了载频偏移估计算法对消除载频偏移影响的效果。计算机仿真实验表明：在基于瞬时相位标准偏差σdp为关键特征的算法中，采用最小二乘原理估计频偏可以有效地消除载频偏移和部分噪声的影响；基于瞬时折叠相位偏差σ1Wp的算法在载频偏移为100Hz，信噪比高于-6dB时，其识别率可达100％。     

基于PSO-SVR的飞行员工作负荷预测

飞行员工作负荷是影响飞机运行安全的重要因素。开展飞行员工作负荷预测是适航审定过程中,验证驾驶舱设计是否符合适航规章的重要手段。本文针对某型民用飞机设计了模拟飞行试验,用于采集飞行员生理指标数据和国家航空航天局任务负荷指数（National Aeronautics and Space Administration task lood index, NASA-TLX）量表评价数据。以飞行员生理指标数据为输入,NASA-TLX量表主观评价数据为输出,建立了基于粒子群算法优化的支持向量回归机（Particle swarm optimization-support vector regression, PSO-SVR）模型的飞行员工作负荷预测模型。对本文建立的PSO-SVR模型与默认参数的支持向量回归机（Support vector regression, SVR）模型的预测精度进行了对比,针对4个不同场景,预测精度分别提高了7.5%、9.5%、7%和5.8%,结果表明基于PSO-SVR的预测模型得到的飞行员工作负荷预测值精度更高。     

结构动特性计算的广义模型物理化方法及应用

大型组合结构动特性计算往往采用子结构模态综合技术。子结构模态综合技术是将大型结构划分多个部件,将部件按照模态坐标展开为广义模型,再将广义模型进行综合,获得整体结构动特性。本文给出一种将部件的广义模型和物理模型直接综合的方法一广义模型物理化方法,并提供了方法在Nastran软件的实现途径。该方法不同于传统的子结构综合方法,能够将广义模型直接按照物理模型看待,从而将广义模型直接和物理模型进行综合,避免了繁琐的模态综合过程,使得对广义模型的理解和使用更加直观。文章晟后给出了广义模型物理化方法的验证算例以及工程应用实例。     

风力机叶尖涡的数值模拟

以NREL Phase叶片的1/8模型为对象,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均的Navier-Stokes方程组,模拟了风力机叶片的绕流和尾流,分析了叶尖涡的生成和发展过程。结果显示:在叶片尖部,从前缘开始生成的压力面一侧漩涡和从约1/2弦线开始生成的吸力面一侧漩涡在尾缘附近汇合并脱出形成叶尖涡;在近尾流区域,叶尖涡先局部向内迁移,但其原因并非风轮旋转;在远尾流区域,叶尖涡以接近线性的规律持续向外迁移;叶尖涡与叶根涡共同形成的涡系结构,在风轮下游相当一段距离仍然对尾流场产生显著的速度诱导,表明尾涡对风力机尾流场产生主导作用。     

基于小生境遗传算法的风电场布局优化

基于小生境遗传算法对风电场内风力机机组的布局进行优化。在优化过程中,考虑等风速同风向和变风速变风向两种简化的入流模式,采用修正的Jensen尾流模型模拟机组之间尾流的相互干扰效应,以单位发电量所消耗的成本最低为目标,使用小生境遗传算法优化风电场机组的排布。文中给出了优化后的风电场布局轮廓图、风电场机组台数、总发电量、目标函数值以及风电场的效率。通过与以前的相关研究对比分析,表明本文的方法取得了较优的结果,可为将来真实风场的风力机排布提供参考依据。     

风力机尾流流场的数值分析和尾流边界建模

采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)的方法模拟致动盘,研究了尾流边界的发展过程。为了准确捕捉尾流边界细节,根据尾流边界的速度梯度远远大于流场中的其他区域的速度梯度的特性,使用自适应弹簧网格技术,使网格的最密区域始终跟随尾流边界运动。基于该数值模拟结果建立了一个尾流边界模型。该模型将尾流的发展分为与粘性无关的膨胀过程和与粘性相关的扩散过程,建模结果与实验结果吻合。在此基础上,还利用该模型对高斯分布预测(Gaussian distribution prediction,GDP)尾流模型进行了修正,使其更加准确。     

空气导管对飞机密闭空间传热流动的影响

在分析高温高压空气导管作用下飞机货舱三角区内的空气传热和流动机制的基础上,采用数值计算方法对舱内空气的导热-辐射-对流耦合换热问题进行研究,考察了空气导管布置位置、导管管径和辐射对传热流动特性的影响。研究结果表明:舱内空气传热和流动受空气导管在垂直方向上的位置变化影响较大;当导管布置位置在水平方向上变化时,仅对温度场影响较大,而对流动强度的影响较小;随着导管直径的增加,空气导管与舱内空气的总换热量增加,舱内各处空气的温度也随之升高,相应的自然对流强度减弱;辐射传热会减小空气导管与货舱三角区壁面之间的换热温差,增加总的换热量,并且削弱自然对流的强度。     

运载火箭整流罩内声场空间相关特性研究

运载火箭起飞段发动机喷流经过导流槽、发射台产生的噪声载荷会对地面发射设备造成一定的破坏,由噪声引发的振动对于运载火箭自身也会造成严重影响。总声压级、声功率谱密度及空间相关系数3个参数可描述完整的噪声场,但空间相关系数关注很少。由于空间相关特性的差异,同一声压级不同性质的噪声场在结构上产生的振动响应不同。从噪声场空间相关的基础理论出发,给出了空间相关理论曲线,研究了混响室空间相关特性;以某型号运载火箭整流罩为研究对象,开展星箭系统级噪声试验,获取了运载火箭表面声场分布规律,并基于试验数据研究了空间相关归一化表征方法,对比分析了混响室和整流罩内声场特性,结果表明整流罩内声场与混响声场空间相关特性接近,为运载火箭载荷与环境设计提供输入,为整流罩及有效载荷噪声环境试验方案设计提供支持。     

大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布分析

采用均匀设计方法设计数值试验,研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布特性,利用逐步回归法得到堵盖打开时间、推进剂初焰时间、点火压强峰值及时间4个性能参数与散布影响因素的回归关系式,分析了各项性能散布指标与其主要影响因素的关系。结果表明,堵盖打开时间散布取决于堵盖强度,推进剂初焰时刻散布由其着火临界温度控制,点火瞬态压强峰值时刻散布由推进剂密度和喷喉直径控制,点火压强峰值散布主要受推进剂密度、着火临界温度和喷喉直径的影响;并提出了降低散布的工程措施。     

飞行器控制软件的Statechart原型及其验证

为快速构建飞行器控制软件的系统功能与行为模型,以无人飞行器为时象研究了一种飞控软件的Statechart原型(简称SCP)及其验证技术。基于软件虚拟原型,该SCP采用形式化语言Statechart对飞控软件进行自顶而下的功能与行为建模。先通过顶层模块定义系统的入口与主流程,接着构造两个并发的子模块：主控模块描述飞行控制与设备管理的状态演变,定时控制模块完成控制输出的实时更新。之后分别从语法、功能及性能3个层面对SCP进行验证与测试,并给出相关实验。该SCP具有层次性、模块化、可视化、可执行和快速反应等特点,适用于各种复杂嵌入式系统(包括有人飞行器和高空高速无人飞行器的飞控系统)的软件规范设计。