基于模态测试数据的阻尼矩阵与陀螺矩阵的修正

提出了一种基于不完备复模态测量数据修正阻尼陀螺系统有限元模型的有效数值方法。在假定分析质量矩阵与刚度矩阵是精确的情况下,通过求解一个约束最优化问题,得到了满足特征方程的加权Frobenius范数意义下的最优修正矩阵。     

降落伞伞衣载荷的性能试验

在改变伞衣面积和透气量的情况下,在定常风洞中对小型平面圆形伞的开伞过程进行了动态试验,研究了开伞过程中伞衣形状和伞衣所受载荷之间的动态关系.伞衣载荷不仅受降落伞阻力和附加质量变化率产生的力影响,同时,不稳定性及伞衣(绳)的抖动也是产生伞衣载荷的一个重要因素.稳定型伞衣充满后的载荷平均值约为最大开伞动载的60％左右,伞衣投影直径变化引起的呼吸现象也会引起载荷波动.透气量越大,降落伞稳定性越好,但降落伞的充气性能将会变差.该实验研究可为降落伞的载荷分析提供一定的依据.      

智能磁航向传感器的研制及误差补偿算法分析

介绍了微型智能磁传感器的设计,分析了影响磁航向精度的误差来源.在此基础上提出了基于BP神经元网络、最小二乘及最佳椭圆拟合等3种不同的磁航向误差补偿算法,详细分析了每种算法的工作原理,并立足于算法的具体实现,通过现场试验,从精度、速度、效率等3个方面对算法的有效性加以分析验证,并得出结论.      

顺载和管径对管内水沸腾两相流流动性的影响

利用地面转台旋转产生的离心力模拟飞行过载,并在此过载作用下进行了不同管径内沸水两相流实验.通过改变过载大小、管径、沸水流量等参数,得到沸水流动特性的初步变化规律,并对顺载作用下沸水的流型进行了拍摄.结果显示顺载和管径对沸水的流动会产生明显的影响.顺载作用使管内出现了一些新流型,并且增加了流动的不稳定性.压差随顺载的增大而减小,且管径越大其减小的程度越大.实验结果增加了动载下管道内工质流动特性的数据积累,同时对飞行器上蒸发循环制冷系统的理论分析和设计提供一定的借鉴和参考.      

组合航天器转动惯量在轨两步辨识标定

在轨辨识转动惯量参数是主动航天器与非合作空间目标构成组合体后实现高精度姿态控制的重要前提,文章提出了一种两步在轨辨识组合航天器转动惯量参数的方法。第一步以航天器本体坐标系滚动轴转动惯量为基准将转动惯量矩阵归一化,得到特殊的转动惯量比矩阵,建立与其相关的姿态动力学模型,提出了基于扩展卡尔曼滤波的在轨辨识算法,基于星上陀螺角速率测量信息在100s左右辨识出所有转动惯量比参数,克服了由于模型简单导致转动惯量信息辨识不完整的缺点;第二步基于第一步辨识得到的转动惯量比参数,采用最小二乘算法辨识得到滚动轴转动惯量值,计算量小,消耗能量少。最后给出仿真算例,辨识精度基本在1|之内,验证了方法的有效性。     

直接敏感地平的空天飞行器惯性/天文组合方法

传统的惯性/天文位置组合导航系统中,由于天文定位观测输出耦合了水平观测平台基准误差,往往存在系统噪声与量测噪声不完全独立的问题.针对此问题,分析了利用天文观测量修正惯性系下陀螺漂移的原理,提出了一种直接敏感地平进行天文解析定位及组合滤波的空天飞行器自主导航定位方案,并建立了相应的组合滤波模型.所提出的方法采用星敏感器和陀螺仪构造惯性基准,并在此基础上进行基于红外地平仪的天文定位解算,最后进行惯性/天文组合定位.该方案充分利用了星光敏感器在惯性系下姿态测量精度高的优点,并使惯性/天文组合定位滤波中状态噪声和观测噪声完全独立,仿真结果验证了该定位方法的有效性.     

离散拓扑业务模型中多媒体LEO网络性能分析

针对快速发展的多媒体卫星网络,提出一种新的低地球轨道卫星网络性能的定量研究模型。该模型考虑了星座动态拓扑变化和全球业务需求变化的复杂特点,建立了离散时间下的业务和拓扑映射关系;依据马尔科夫过程理论和卫星链路带宽约束条件,对实时和非实时两种类型业务采用概率分析方法,推导出定量计算阻塞概率、排队时延等网络性能参数的公式。大量仿真结果表明理论分析方法的正确性和有效性。该研究方法可用于多媒体低地球轨道卫星网络QoS路由管理和资源分配设计的参考。     

基于粗神经网络的民用飞机故障诊断

针对传统神经网络故障诊断过程中网络训练时间长、结构复杂以及仅能进行单值输入的缺陷,设计了一种基于粗神经网络的民用飞机故障诊断系统.将粗糙集理论应用在神经网络的前端对民用飞机故障样本数据进行约简处理,以此去除冗余属性的干扰,克服了无关样本数据对网络学习性能的影响,简化了网络结构;利用粗神经元代替传统神经元,提高了网络性能,扩展了网络的应用范围.通过对空中客车A320飞机的故障诊断试验验证了该方法的有效性.     

倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大（≥16 m/s）,产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。     

翼型动态失速气动力二次峰值数值模拟研究

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。