飞行器末制导中的几个热点问题与挑战

随着国防科学技术的进步,新的作战需求以及各种新技术的应用给飞行器的末制导控制带来了新的问题和挑战。分析了当前的末制导作战需求和挑战,着重讨论了飞行器末制导控制研究中几个热点问题的研究进展,包括多源信息条件下的制导控制、多飞行器协同制导控制、特殊限制条件下的制导控制以及制导控制综合设计与评估问题,并且探讨了存在的问题、可能的方向和展望。     

鲁棒EKF在脉冲星导航系统中的应用

针对脉冲星导航系统的滤波问题,传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法存在不能克服系统模型存在不确定性参数以及乘性噪声等缺陷,提出一种鲁棒EKF算法。首先,分析了状态预测误差方程和估计误差方程,利用统计学原理,得到了状态预测方差矩阵和状态估计方差矩阵计算等式。由于系统模型存在不确定性参数,状态预测协方差矩阵和状态估计协方差矩阵无法计算;因此,利用4个重要矩阵不等式,分析并找到预测方差矩阵和状态估计方差矩阵的上界。最后,利用状态估计误差协方差矩阵上界设计状态增益矩阵,使得状态估计协方差矩阵的迹最小。将该算法对脉冲星导航系统进行仿真,仿真结果验证了所提算法的有效性。     

基于分布式地面站天线的空间功率合成

卫星导航系统(GNSS)地面站天线对卫星进行上行注入时,信号到达卫星时较弱,容易受到干扰,故地面站注入天线需同时具备平时多目标注入和干扰时单目标功率增强的能力。利用卫星导航系统中地面站之间能够实现精密时间同步的特点,提出了一种基于分布式卫星导航地面站抛物面天线的空间功率合成方法,使用相位预补偿实现分布式天线阵到达目标卫星信号的相位粗同步;分析了相位误差、辐射功率误差对空间功率合成效率的影响,得到了阵元初始相位标定精度与相对定位精度的约束关系;并对合成信号的抗干扰能力和信号质量进行了研究。理论和仿真结果表明,当相位精度因子小于0.2时,4个等辐射功率天线在10°仰角以上波束扫描范围内的功率合成效率均在75%以上,且可以通过控制初始相位标定精度与相对定位精度实现更高的合成效率;而在合成效率要求75%以上时,天线辐射功率误差对合成效率的影响基本可以忽略。采用分布式波束扫描天线能够对地面站上行注入进行功率增强,可实现注入波束和功率的灵活配置,有效解决制约机动式和小型化地面站功率提升的瓶颈问题。     

周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用

通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

基于AFDX网络的SNMP协议实现

航空全双工交换式以太网(AFDX/ARINC664)是适用于航电系统信息传输的确定性飞机数据网路总线系统,目前广泛应用于各个机型的航电系统中。由于AFDX网络的确定性,需要对该网络的消息传输、故障检查等项目进行实时的监控管理,以维护该网络系统的正常运行。本文阐述了在某型直升机综合任务处理系统的开发过程中,使用简单网络管理协议(SNMP)对AFDX网络中各个设备的数据信息进行网络管理的设计与实现。     

高超声速飞行器表面测热技术综述

高超声速飞行中飞行器表面气动加热量是飞行器热防护系统最为关键的设计输入,在理论计算与地面模拟的有限近似条件下,通过飞行试验实时获取真实环境下飞行器表面的气动加热量,并在此基础上完成对计算模型与地面试验的验证与改进具有重要意义。详细列举了20世纪50年代以来,国外具有代表性的飞行试验与测热方案。以“内置式”与“嵌入式”作为测热技术的分类特征,介绍了各类测试设备及相应的飞行试验结果。着重分析了“热匹配性”与“结构匹配性”作为关键因素对飞行测热技术的影响,通过飞行试验实例介绍了该问题的解决方法及工程经验。归纳了飞行测热技术发展的共性、特点与未来趋势,并结合当前我国发展现状,对该领域未来研究提出建议。     

基于ArcGIS的最短路径算法在城市交通中的应用

最短路径算法在城市交通中应用广泛。分析对比了Dijkstra算法和A*算法,并结合城市交通中的实际情况,在A*算法中加入了交通信号灯的时间因素和路面宽度因素,以达到改进算法的目的。通过在Esri公司的ArcGIS平台上使用Python进行测试后得到的结果表明:Dijkstra算法所计算的路径最短,但未考虑城市交通的实际情况;经过改进的A*算法所得路径避开了城市中心拥堵区域,通过的路口最少,更适合应用于实际交通当中。     

基于SPH的小型飞机水上迫降姿态数值仿真

适航条例中要求飞机必须具备良好的水上迫降性能。早期主要通过试验方法研究飞机的水上迫降性能,但是试验耗资巨大、时间周期长。采用一种新型的数值模拟方法研究飞机水上迫降问题,利用光滑质点流体动力学(SPH)方法模拟三级波浪,建立小型飞机水上迫降模型。考虑到飞机姿态角和起落架收放状态对迫降性能的影响,建立7种计算工况,模拟得到相应的加速度响应和姿态角变化。以飞机在迫降过程中应该受到较小的加速度响应和姿态角变化为依据,通过对比分析计算结果,最终给出12°姿态角、起落架收起为最优迫降状态的结论,为飞机迫降的入水姿态提供技术支持。     

高压涡轮导向器扇形叶栅试验及改进设计验证

对一高压涡轮导向器扇形叶栅进行试验,发现相邻测试叶片流场的周期性较差,给导向器气动性能试验评估带来极大困难。对试验件的数值模拟亦给出了相同结果。为提高试验评估精度,采用几何设计和数值模拟迭代的方法,对试验件进行了改进设计。对改进试验件进行的试验表明,高压涡轮导向器扇形叶栅通道内的周期性得到明显改善,该试验结果可较为准确地评估导向器的气动性能。     

离心压气机自循环机匣处理扩稳机理分析

自循环机匣处理能大幅提高离心压气机的稳定工作裕度,其回流的抽吸和二次注入具有明显的宏观流动特征。将主流按与二次注入流是否发生掺混分为掺混主流和无掺混主流两股流体,并将离心叶轮按导风轮和工作轮两个压缩部件对自循环机匣处理的作用机理分别进行了分析。数值模拟结果表明:回流流量、回流二次注入的预旋角以及二次注入流占用主流道流通面积的大小是自循环机匣处理扩稳的3个重要因素;二次注入流通过直接掺混和挤占流道使主流收缩加速两种方式减小了导风轮的进气攻角;机匣处理同时加大了导风轮和工作轮尖部的流通能力,抑制了导风轮的叶尖分离,改变了导风轮展向的载荷分布,在减小导风轮尖部载荷的同时提高了工作轮叶尖的做功能力,从而延缓了流动失稳的发生。