平飞模式机载双基地SAR动目标检测方法

提出了一种平飞模式机载双基地SAR地面慢速运动目标检测和参数估计方法.考虑到双基地SAR系统的特点,采用分数阶傅里叶变换(FrFT,Fractional Fourier Transform)技术对动目标进行聚焦,以提高动目标的信杂比.同时结合多通道杂波抑制干涉技术,进一步抑制地杂波并实现动目标参数的精确估计.从双基地SAR的空间几何模型和回波信号入手,推导了杂波对消时收发雷达载机所需满足的飞行条件和慢动目标参数估计的方法.最后通过计算机仿真,验证了该算法的有效性.     

双框架控制力矩陀螺奇异性分析

针对双框架控制力矩陀螺群的奇异性问题,定义了框架坐标系;提出了显隐奇点的ε-δ定义,并对奇点进行了3种分类;将陀螺群的角动量在奇点进行了泰勒展开,并定义了空转的判定条件;分析了陀螺群陷入奇异与各角动量相互平行的关系;针对定常转速且角动量大小相等的不限定框架构型的陀螺群的奇点问题,给出了内奇点必是隐奇点的严格证明.通过三正交构型20°纬度圈的最小显奇点的实例验证了内奇点必是隐奇点的论点.      

基于混合法和多打靶法的有限推力航天器协同交会优化(英文)

有限推力航天器的协同交会问题是一个高维非线性的最优控制问题,传统求解方法难以收敛到最优解或者时间花费巨大。采用混合法和多打靶法构造了有限推力航天器双主动交会的数学模型,讨论了其实现最优控制的必要条件,求解了反平方力场中的最优控制数值解。推进剂总消耗最少和有限推进剂约束下的最短时间交会2种不同的算例表明,这种方法可极大地提高收敛性,快速有效地求解有限推力航天器的协同交会问题。     

共轴双旋翼及孤立旋翼自转气动特性试验研究

为了研究旋翼自转状态下的气动特性,开展了孤立旋翼及共轴双旋翼自转气动特性试验研究。该试验设计了上/下旋翼具有不同安装形式的试验装置,可测得上、下旋翼及孤立旋翼的转速及其产生的气动力和力矩。通过风洞试验研究了共轴双旋翼以及孤立旋翼在自转状态下的气动特性,明确了旋翼转速及升力与影响参数之间的变化关系,对比分析了双旋翼上/下旋翼的相互干扰强度以及三片桨叶和两片桨叶的孤立自转旋翼气动特性,阐述了桨叶片数对旋翼稳定自转特性的影响,提出了提高直升机自转下降安全性的方法。     

旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响

为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%.     

1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能试验及分析

对转涡轮是高性能航空发动机的关键技术之一。采用试验方法对某1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能进行了研究与分析。针对试验中涡轮级间难以布置测点的问题,提出了基于特性反推的分步试验方法,然后对超跨声对转涡轮运行特性进行了详细分析。研究结果表明,该超跨声高压涡轮流量特性几乎不随膨胀比变化,而效率特性变化较大;高、低压涡轮喉道面积比在涡轮膨胀比分配中起到重要作用,该值低于设计状态时,总膨胀比满足设计要求下,高压涡轮膨胀比增大,低压涡轮膨胀比减小;高压涡轮出口气流角对低压涡轮运行特性影响显著。     

圆形截面超声速流道三维消波过程中的压力传播与几何变形

为了研究圆截面超声速流道因局部变形而导致的消波不完全问题,该问题涉及到马赫波的三维相交、反射、聚焦及耗散作用,采用所提出的特征线消波技术,设计了壁面存在局部高/低压区的圆截面超声速消波流道;以此来探索压力波在超声速圆管中的聚焦和三维传播、消波过程中圆截面流道的变形特性、压力波与壁面变形的耦合作用、以及多扰动源产生压力波的相交过程。通过分析消波流道的流场结构,可以发现:在局部高压区下游,出现压缩波与膨胀波的马赫锥相互嵌套的三维传播形式;圆弧壁面对压力波有聚焦作用。根据消波过程中壁面的变形可以发现:壁面变形主要沿扰动源下游发展,波形沿流向不断增大而不能回归原型,即呈现发散趋势,展现了流动的非线性。采用压力的均方差对流场的均匀性进行评估,发现:弱压力扰动的流场可进行线性叠加;沿着流向扰动范围扩大,峰值减小,避免汇聚成强扰动。     

飞行环境模拟腔积分型μ综合控制

针对高空台飞行环境模拟腔飞行环境温度、压力的双变量控制问题,采用系统不确定性建模的方法,建立了高空模拟腔、调节阀执行机构的增广被控对象模型,提出了一种高空模拟腔积分型μ综合控制的设计方法,为了确保控制器伺服性能,对温度、压力回路采用不同的性能加权函数,同时对控制器输出幅值进行分频成型加权函数设计,采用D-K迭代算法设计了μ综合控制器,以涡扇发动机的仿真试验为例对算法进行仿真验证。仿真结果表明,高空模拟腔温度仿真的最大偏差为1K,压力的相对误差在3%以内。     

数值解法在燃烧室出口燃气温度计算中的应用

为了求解燃气温度,利用双变量迭代法和赫夫法求解根据物质守恒、化学平衡、压力和能量守恒方程建立的非线性方程组,通过算例验证了2种数值解法求解化学平衡成分和温度的计算结果基本一致,在燃烧室出口温度场试验中,2种数值解法都能很好地满足测试需求,但双变量迭代法的计算收敛更快。试验结果表明:燃气分析的温度计算结果与热电偶的测温结果沿着燃烧室周向变化的趋势基本一致,燃气分析计算的温度基本大于热电偶测试结果。     

效益和公平性的多跑道航班调度精确算法研究

机场终端区航班拥堵延误现象日趋严重.机场管理者,一方面要减少航班总延迟成本,另一方面也要维持航空公司间竞争公平性.为多跑道航班协同调度问题建立双目标规划模型,为了精确求解优化问题的Pareto前沿,开发出epsilon约束算法.最后通过算例来说明模型的可行性和算法的有效性.利用数学规划理论建模并开发精确求解算法,为机场资源优化研究提供重要参考.