基于INS/前视声纳组合的输水隧洞AUV巡检定位方法

当潜航器(AUV)进行输水隧洞巡检时,多普勒测速仪(DVL)声波会对前视声纳图像产生干扰,针对这一问题提出了一种从AUV上卸载DVL,直接从前视声纳图像中提取栽体速度,而后和惯性测量单元(IMU)进行组合导航的方法.该方法根据前视声纳成像原理,建立起每相邻两帧声纳图像间载体的相对位移与配对特征点的图像坐标之间的联系,针对水底为局部平坦区域的情况,对特征点仰角进行了估算.通过惯导速度约束和随机抽样一致(RANSAC)算法,剔除误差较大的配对点,然后利用提取出的载体速度作为观测量进行卡尔曼滤波.经实际数据测试,惯性导航系统(INS)/前视声纳组合的总体性能和INS/DVL组合非常接近,以输水隧洞内的接缝线作为定位基准,INS/前视声纳组合导航在沿隧洞方向上的最大相对定位误差小于行程的1％.     

一种基于自动分区的海量科学数据计算框架

在科学研究领域, 存储容量、处理效率和分析精度并不能适应科学数据的指数级增长速度。通过对科学数据结构与标准的研究, 提出了一个海量科学数据计算框架BSDF。提出了一种基于模型驱动的统一数据接口, 实现对异构科学数据的无差别访问；提出了一种基于元数据的自动分区算法, 通过参数预取与超平面维度计算确定任务颗粒度。实验结果表明:与H5Spark科学数据计算框架的基于9项基准测试的性能相比, BSDF计算框架提升了39%~68%；在特定领域PKTM的算法优化上, BSDF达到了41.62倍的加速比。      

深度学习技术在空间激光通信中的应用

与射频通信相比，空间激光通信具有传输速率高、保密性能强、终端功耗低等优点，目前已成为当前通信领域的一个研究热点。同时，空间激光通信也面临着一些严峻的技术挑战，如大气湍流导致空间激光通信的信道情况十分复杂，复杂的信道会引发信号光强度起伏剧烈，信标光跟踪与瞄准困难，接收端的信号光场波前畸变严重等。为了提升空间激光通信在复杂信道环境中的性能，学者们将深度学习技术引入到空间激光通信系统中。多项研究表明，深度学习在空间激光通信的诸多方面表现出了优越的信息处理能力。对近年来深度学习技术在空间激光通信信号处理与检测，信标光捕获与跟踪以及波前畸变探测与校正等方面的应用做一全面梳理，并对用于空间激光通信的深度学习技术的前景进行展望。     

中弧线角度分布对跨音叶栅特性影响研究

中弧线角度分布形式对压气机叶片表面等熵马赫数分布具有重要的影响。为了对比不同压气机叶型的流动特征，采用数值模拟和平面叶栅试验相结合，对两种中弧线角度分布形式的跨音叶型在不同来流工况下的气动特性展开了详细研究。结果表明：在设计点，前加载配合均匀加载的中弧线角度分布叶型能够消除叶片吸力面的局部超音区，与前加载的中弧线角度分布叶型相比，叶片表面等熵马赫数分布更加饱满。其次，前加载配合均匀加载叶型能够推迟叶片吸力面的涡层失稳，减弱了吸力面分离涡与端壁分离涡的耦合作用，进而改善了端区的流动状况，截面平均总压损失系数降低了8.2%。最后，对非设计工况下两种中弧线角度分布的气动特性进行了分析，随着来流马赫数的降低，两种中弧线角度分布叶型的损失差异逐渐减小，均具有较优的气动性能。来流速度对叶片表面等熵马赫数、损失分布和分离面形状特征影响较小，仅影响叶片表面等熵马赫数和损失数值大小。     

倾转旋翼机过渡状态飞行速度对气动性能的影响

针对倾转半机翼类型的倾转旋翼机，采用计算流体力学方法建立过渡状态的数值计算模型，用于其气动特性计算与分析，研究前飞速度对倾转旋翼机过渡状态气动性能的影响。首先，基于动量源方法建立旋翼气动分析模型，对孤立旋翼进行动压分布计算并与试验结果进行对比，验证建立的动量源方法的有效性；然后，建立全机的气动干扰数值计算模型，对机身采用非结构化网格进行划分；最后，分析过渡状态主要部件竖直方向力及倾转段机翼气动性能随前飞速度的变化规律。结果表明：随倾转角增大，倾转段机翼的升阻比减小明显；在小倾转角度下，虽然倾转段机翼发生了失速，但由于其迎风面积增大且在升力方向上具有一定的投影面积，其升力不会迅速减小。     

大气探测激光雷达校飞样机研制与飞行验证

星载激光雷达是高精度测量全球温室气体和气溶胶垂直廓线的重要手段，大气环境监测卫星大气探测激光雷达(ACDL)在国际首次采用激光积分路径差分吸收技术测量全球CO2柱浓度，采用532 nm高光谱探测技术测量气溶胶和云的廓线。星载激光雷达载荷研制期间，同步研制一套主要功能一致的机载大气探测激光雷达校飞样机，并开展机载飞行试验，获取了大量飞行试验及其对比数据，提供了机载平台真实的数据源，对于优化ACDL激光雷达系统参数和研究星载数据反演算法至关重要。最后在机载飞行平台下，验证了优于1 ppm的CO2柱浓度测量精度和优于15%的气溶胶测量精度。未来利用该机载样机可以进一步开展星地对比验证。     

冲击载荷作用下的锥壁失效仿真及试验验证

根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究.利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析.开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证.试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏.采用的显式动力学有限元...     

展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法及其流动特性

为了诱导高超声速前体/压缩面近壁低能流形成强展向流动，提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法。其基本原理为：给定外锥波后流场中某一个站位的展向压力分布，通过坐标变换求得对应点的空间位置，再基于流线追踪方法获得前体/压缩面的气动型面。研究结果表明：展向压力梯度是诱导前体/压缩面低能流排移的主导机制；在设计点（Ma=7.0、H=28 km）条件下，常规前体的展向压力梯度主要集中在一级压缩面，可在一级压缩面上形成偏转角3°左右的展向流动，但在后续压缩面上则展向流动较弱；相比常规前体，采用展向压力分布可控的前体，可以使0°～40°扇形角范围内的展向压力梯度增强7倍左右，并使一级压缩面上低能流偏转角增大5°左右，同时使二级和三级压缩面上展向压力梯度显著增加，综合效果可使诱导的低能流偏转角相比于常规前体的可增大7°左右，边界层厚度可降低超过20%，进气道扇形区内的总压恢复系数提高1.56%。     

非向量测试技术在航空电子产品测试中的应用

鉴于航空电子产品具有小批量、多品种的特点,飞针式ICT测试是其最合适的在线测试方案。针对飞针式ICT测试过程中多种测试模式重复测试且测试时间长的问题,提出一种新的基于非向量测试技术的测试解决方案,试验结果表明,新方法在不降低测试覆盖率的同时能缩短40%以上的测试时间,极大地提高了飞针测试的速度,缩短了测试周期,保障了航空电子产品的及时交付。     

基于半物理的飞管系统集成验证技术研究

本文基于半物理的飞管系统集成验证技术，详细介绍了基于半物理的飞管系统集成验证平台架构与实现，研究了基于半物理试验的飞管系统仿真建模方法，完成了用于飞管系统半物理试验的仿真模型开发。在某型飞管系统集成试验过程中，搭建了基于半物理的飞管系统集成验证平台，在完整的全系统仿真基础上，通过真件与仿真件之间的逐一替换，逐步完成飞管系统集成验证工作。该方法有效的提高了飞管系统集成效率，满足了飞管系统集成验证需求。