基于空间多特征综合推理的航迹航路关联

针对航迹分类问题,研究了基于空间多特征的综合推理在航路判读中的应用。首先根据空管系统对航路以及飞机飞行的要求,对航迹航路相关问题进行建模。然后根据已知的传感器系统输出的目标特性(位置,航向)与已知的多个航路信息分别进行相关度计算,构造基本信任函数,通过对其融合,得到目标单特征识别结果。其中,通过合理地引入复合类,实现了对目标类别的广义信任分类。建立了多特征折扣融合算法,对多特征基本信任函数进行折扣后再融合,得到目标多特征识别结果。仿真结果以及空管实际数据测试表明:该算法不仅可以实现航迹分类,同时可以有效地降低分类的错误率。     

飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

介绍了一种惯导系统真航向角精度的试飞评估方法.用GP S信息计算出飞行航迹作为参考基准,准确测出惯导系统输出的航迹角误差,以此间接评估惯导系统的真航向角精度.试飞结果表明,该方法科学可行.     

基于细观结构的三维四向复合材料刚度预测模型

考虑纱线截面的变化、相互挤压,建立了三维四向复合材料内部单胞、表面单胞及角胞细观模型。对三种单胞模型施加了相应的周期性边界条件,采用刚度体积平均法,建立了三维四向复合材料刚度预测模型,预测了切边和非切边三维四向碳/碳复合材料纵向弹性模量。结果表明,三单胞预测模型在材料宽度为8、13、16、21mm的预测值时,与试验平均值的误差分别为18.3%、5.8%、4.2%和5%,模型预测精度在材料宽度增加时,预测精度明显提高,当材料宽度大于13mm时,能较好的预测三维四向碳/碳复合材料纵向弹性模量,且三单胞模型的预测精度显著优于内部单胞模型。     

涡轮轴断裂条件下的涡扇发动机性能建模

为了研究双轴混合排气涡扇发动机高压轴断裂失效后的动态性能,建立了轴断裂条件下涡扇发动机过渡态的共同工作方程,以及各部件考虑容积效应和气体惯性力的模型部件。在此基础上,分析了地面起飞状态和巡航状态下涡扇发动机高压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理。研究表明:涡扇发动机高压轴断裂会在不超过05s的时间内导致压气机喘振、涡轮前温度超温、涡轮转速超转等继发性危害事件。在不同飞行状态下出现的轴断裂,上述事件发生的先后次序各不相同。尤其在地面起飞状态下,涡轮超转事件极可能先于压气机喘振现象而发生,012s内涡轮即可达到其破裂转速。这些都需要在航空发动机被动安全设计中给予足够的重视。      

基于改进A*算法的无人机航迹规划

借鉴A*算法思想,提出了一种改进A*算法的无人机航迹规划方法.针对在传统A*算法中将规划区域栅格化、只能在特定方向按照特定步长扩展节点的不足,采用圆形节点扩展方法,可以实现变方向和变步长扩展节点.通过仿真进行了验证,结果表明改进的航迹规划方法可以绕过威胁,安全到达目标点.     

航空器飞行状态预测的混合模型研究

航空器的飞行状态预测是飞行冲突探测的核心问题,也是保障飞行安全的关键所在.为了准确、高效地预测航空器的飞行状态,提出了一种HMM-BP混合模型.首先深入分析了航空器的飞行特点,从不同角度定义飞行状态并建立几何判定方法;然后通过HMM模型分别对航空器的飞行高度、航向以及速度特征进行时序建模;最后利用BP神经网络对航空器的飞行状态进行了推理预测.研究结果表明,该方法通过分析航空器在扇区内最初5min的雷达航迹数据,能够准确地预测其在扇区剩余时间的飞行状态,且计算速度快、预测效率高,可以有效协助管制员正确掌握航空器的飞行状态.     

叶片型面非接触测量系统设计与实现

针对航空叶片形状复杂、技术要求高、自动检测难度大等特点,本文基于锥光偏振测头和四轴运动平台搭建了非接触式光学测量系统.通过系统标定实现了数据统一,采用激光偏振全息测头采样技术与多轴联动定位技术相结合的测量方法,实现了航空发动机叶片型面的快速测量,通过对标准棒、模拟叶片的实际测量,验证了该四轴激光测量系统可实现对叶片型面的非接触、高精度测量.     

固体火箭发动机后效推力对导弹底阻影响的数值仿真

采用二维轴对称N-S方程与湍流模型相结合,建立了固体火箭发动机喷管尾流和弹体外流一体化仿真模型.针对给定的导弹模型,开展了不同发动机燃气流量下的流场仿真,得到了流场速度和压力分布,分析了不同燃气流量下发动机后效推力对导弹底阻的影响.结果表明:与发动机不工作时相比,加入较小的燃气流量后,导弹底部压力增大,底阻值减小.随着燃气流量的增加,底部压力先减小后增大,底阻先增大后减小.随着燃气流量的增加,后效推力与导弹底阻的合力不断增大,且动推力所占比重逐渐增加.      

一种飞行器弹性新型控制方法研究

针对新一代飞行器长细比增加和结构复杂等特征带来弹性频率变低、预示精度差的现象,提出了一种新型弹性控制方法,解决了传统弹性滤波方法带来的控制系统稳定裕度严重不足、机动能力弱的难题。该方法基于扩维Kalman滤波算法建立了系统方程和输出方程,并进行了仿真。仿真结果表明,能够实现刚体信息的快速提取,而且系统滞后小,能大幅提升飞行器作战边界和控制精度。     

区间变时滞系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制

针对一类区间变时滞不确定系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制问题进行了研究。基于时滞中点分割法和互凸组合技术,构造了一个包含四重积分项的Lyapunov-Krasovskii泛函(LKF),并利用新的积分不等式方法给出了LMI形式的时滞相关有界实判据;基于此给出了该系统非脆弱H_∞控制器的设计方法,该方法不需要参数调节且易于实现。仿真结果表明,所推导的有界实判据和所设计的控制器具有很好的鲁棒性和非脆弱性。