高弹道导弹靶试命中域确定方法

根据高弹道导弹研制总要求中规定的命中概率指标,通过其影响因素和典型舰船目标特性分析,提出了靶船在什么样的几何尺寸下能达到指标要求的命中精度,即确定导弹命中域的方法。基于该方法,可通过蒙特卡洛仿真,在模拟目标上检验高弹道导弹的命中概率。     

弹用内乘波式进气道起动性能研究

 为弄清内乘波式进气道在低马赫数状态下的流动特征,分析影响内乘波式进气道起动能力的因素,研究与弹体匹配设计的内乘波式进气道的起动问题。首先基于一种有利于出口均匀性的基本流场,采用流线追踪技术,设计了来流马赫数为4.0且进出口形状适应弹体安装要求的双模块弹用内乘波式进气道;此后,采用计算流体力学(CFD)方法获得了低马赫数下进气道的三维波系结构和流动特征。研究表明,进气道溢流口位置是影响内乘波进气道起动能力的重要因素:在溢流口位置由两侧改至最下端后,起动马赫数由3.6下降为3.3;采用单模块方案,溢流口设置在下端后,起动马赫数下降为3.25。此外,设计内乘波式进气道基本流场也对起动性能有影响:设计出口马赫数不变,双模块方案下,入口气流偏转角每增大2°,起动马赫数约下降0.1;单模块方案下,提高入口气流偏转角最大可使起动马赫数下降为3.1;进气道内收缩比对起动能力的影响体现在入口气流偏转角不变时,进气道起动能力仅取决于内收缩比,设计出口马赫数每增加0.2,起动马赫数约减小0.2。研究所分析的各个弹用内乘波式进气道在设计条件下均可捕获99%的来流,在扩大了工作马赫数范围的同时,保持了高流量捕获性能和高总压恢复系数的优势。     

固体火箭发动机HTPB推进剂燃速性能老化研究

为研究某型固体火箭发动机高燃速端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在全寿命期内的燃烧性能——燃速,通过高温加速老化实验和活化能理论推测出发动机推进剂在常温25℃下和高温70℃下的老化速度;由此,通过高温70℃的加速老化实验来获得不同贮存期的发动机推进剂试验样本;通过推进剂燃烧实验,测试了不同贮存期的推进剂的燃速,结果表明,随着发动机贮存时间的延长,HTPB推进剂燃速逐渐降低。     

基于局部特征尺度分解及分形维数的模拟电路故障诊断方法

针对目前自适应时频分析方法在模拟电路故障诊断方向理论研究尚不完善、缺乏实践验证等方面的问题,采用改进LCD算法及分维理论相结合的方法进行理论研究及实物验证。对被测点所采集数据进行预处理后直接进行LCD分解并计算各分量分维数作为故障特征,输入神经网络进行故障诊断。仿真结果验证了该方法的有效性;实物验证成功分类了2类电路状态,并阐明了分类结果杂散点较多的原因。     

小展弦比飞翼构型飞机短周期品质评定方法

小展弦比飞翼构型飞机采用无尾翼身融合布局,导致其本体动态特性较差,更依赖于控制系统的作用,早期制定的M IL—STD—1797品质评定准则已不完全适用。通过研究带宽准则和回落量准则的品质边界,提出了一种适用于评定飞翼构型飞机短周期品质的联合评定方法,并可得到较准确的品质评定结果。研究方法和结论对指导此类新布局飞机的初步设计和飞行品质评定等都具有一定的参考价值。     

接收机的非理想性对复相关值测量的影响

分析了矩形模型接收机频率响应的非理想性对综合孔径微波辐射计复相关值测量的影响.频率响应非理想性包括中心频率不一致、带宽不一致、群延迟不一致、本振相位不一致及带内波动,它们通过条纹洗涤函数产生复相关值测量误差.分析结果表明,群延迟不一致与本振相位不一致是产生复相关值相位误差的主要原因,中心频率不一致、带宽不一致、群延迟不一致及带内波动是产生复相关值幅度误差的主要原因,通过噪声注入法可校正这些幅度和相位误差,并用以上理论对北航二维综合孔径微波辐射计(BHU-2D)校正前后的误差进行了估计.      

基于可观测度分析的稳定姿态滤波器

提出一种适用于惯性/天文组合航天飞行器的稳定姿态滤波器,可以在不降低系统可观测度的前提下解决滤波计算中的奇异问题。对于奇异问题的传统解决方案是删除观测方程的一行,通过对比删除前后系统可观测度的变化,证明此解决方案会导致系统可观测度下降,并指出如何选择最优删除方案以使系统可观测度下降最小。根据对传统解决方案的分析结果,提出了不降低系统可观测度的投影算法。理论分析和仿真试验证明,应用了投影算法的姿态滤波器更为稳定,估计效率更高。     

水上飞机在波浪上运动响应特性试验研究

开展水上飞机带动力模型规则波试验,对试验装置、采集方式进行了设计,解决了常规采集方式存在信号阶跃式突变的技术难题。通过试验得到了模型在波浪上运动时纵摇、升沉和过载响应曲线随遭遇频率、波长的变化规律。结果表明:纵摇和升沉运动响应曲线具有单峰值的特点,在波长为1.5~3.5倍机身长度时达到峰值,过载响应曲线具有双峰值,第一谐振波长在1.5~3.5倍机身长度范围内,第二谐振波长为0.5倍机身长度。根据模型运动响应特性,对飞机在涌浪上的运动响应进行了分析,对飞机在涌浪上起降使用环境的选择提出了参考意见。     

基于主元空间动态模型的故障检测方法

建立了一种基于主成分分析的主元空间线性动态模型,将主成分分析的得分变量视为由高斯白噪声驱动的线性动态模型输出,可有效去除主元得分向量的动态相关性,动态模型参数可以通过期望最大化方法迭代辨识。分别在主元残差空间和主元空间线性动态模型上建立监控统计量,从而实现对动态过程的故障检测。通过数值仿真验证,该算法故障检测的检测率和误警率均表现良好。     

无人机自动着陆中的机器视觉辅助技术

设计了一套辅助无人机自动着陆的机器视觉系统。该系统由机载硬件设备和用户开发软件共同组成,用以完成数字图像处理任务和无人机运动参数估计任务。系统传感器包括一个单目摄像机和机载惯性陀螺;数字图像处理使用的主要算法有图像的轮廓提取、角点检测和模版匹配。基于角点处各个方向上灰度差变化较大的特征,依据最小核值相似(SUSAN)算法和角点几何结构分析,提出一种改进的角点特征提取算法;根据任务开发的位置参数估计算法依据摄像机透视投影理论,运用摄像机成像标定方法导出了一种高精度的位置测量模型。通过计算机仿真表明,所提出的计算机视觉位置参数估计算法可以达到无人机着陆过程的精度要求。