基于GA和ARMA模型的制导弹药技术状态预测

针对定期检测判断制导弹药技术状态影响弹药寿命和实时性较差的问题,提出了基于遗传算法(GA)优化的自回归与移动平均(ARMA)模型制导弹药技术状态预测方法。在获取到制导弹药状态特征量历史检测数据的基础上,采用遗传算法对ARMA模型的阶数进行优化,通过实例将遗传算法优化后的ARMA模型与经典ARMA模型的预测结果进行比较分析,结果表明,经过优化后的ARMA模型具有更好的预测效果。该方法提高了制导弹药技术状态确定的实时性,对降低、消除制导弹药故障危害具有实际意义。     

带第三流路辅助进气的引射喷管流动特性研究

为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,本文研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度下次流通道的最小顺流压比。结果表明：当次流为回流状态时,逐渐增加辅助进气门开度,主流过膨胀程度逐渐降低,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率提高,引射喷管的推力系数从0.60提升至0.73;当次流为顺流状态时,随着辅助进气门开度的增加,次流流量减少,主流过膨胀程度逐渐增大,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率降低,推力系数则从0.97下降至0.75。次流为顺流状态时引射喷管的推力系数整体高于次流为回流状态,因此当次流处于顺流状态时引射喷管取得更优的推力性能。但在低马赫数状态下,次流流动极有可能出现倒流,此时适当增加辅助进气门的开度有益于改善推力性能。随着辅助进气门开度逐渐增大,次流的最小顺流压比呈逐渐上升趋势。     

基于双状态卡方故障检测的组合导航系统

故障检验与隔离是利用联邦滤波实现组合导航系统安全可靠运行的关键技术。针对常规残差卡方检验法对于慢变故障检验效果差,以及状态卡方检验受到初值误差、系统噪声和建模误差影响导致子系统被频繁隔离的问题,提出一种改进的SINS/GPS/ADS/DVL组合导航系统故障检验算法。该算法采用2个状态推进器交替地对滤波数据进行重置,避免状态递推器被未检测出来的故障污染。实验结果表明,改进的算法能够有效提高故障检验的灵敏度,增强组合导航系统的可靠性。     

再入飞行器表面磁流体发电装置数值模拟

提出了钝锥型再入飞行器上的表面磁流体发电装置方案,采用低磁雷诺数近似下的磁流体力学模型对其进行了流动与静电场耦合的数值模拟,由此建立了表面磁流体发电装置中的物理图像.数值模拟结果表明,在典型再入条件(飞行高度46 km,速度7 km/s)下,所提出表面磁流体发电装置方案能够实现兆瓦级(电功率1.28MW)能量输出,电能提取导致再入飞行器阻力增大13.7%,对飞行器壁面总热流值的影响并不显著,但发电区域及其下游壁面的热流密度分布发生明显变化,该区域内热流密度峰值发生于电极的前、后缘.     

舰载机着舰安全的多维状态空间分析

舰载机着舰过程涉及到来自人员、设备和环境等方面的众多因素,具有多变量非线性和强耦合性,对于实时有效地监控、判断着舰过程的安全状态并进行正确决策构成一定的困难.在阐述面向安全的多维状态空间的内涵的基础上,应用多元统计分析技术提出面向安全的多维状态空间的建模和分析方法,发现系统状态表征数据所反映的过程安全特性.以美军某型舰载机着舰过程统计数据为例,对影响机-舰系统安全状态的诸多变量的特征进行提取,建立面向着舰安全的多维状态空间模型,判定状态空间维数并确定对应的状态变量,为着舰过程的安全分析、监控和决策等提供依据,同时确保过程数据处理更为方便和简化.案例分析结果与真实数据统计结果之间基本保持一致,证实本方法具有较强的工程实用性和可信性.      

编队卫星空间状态与星间基线的建模与分析

针对编队卫星任务中起重要作用的星间基线指标,在考虑精度需求的基础上对用于确定星间基线的空间状态量进行了选择,建立了空间状态量与星间基线的关联数学模型,提供了误差分析方法,仿真给出了一定场景设置下的精度影响因子等指标以定量刻画二者之间的误差传播关系。基线长度仅与编队卫星的相对空间状态有关,而基线姿态角还与主星的绝对姿态有关;且由卫星空间状态得到星间基线的过程中误差放大。     

结构受损飞机动力学模型与飞行控制方法

为实现对结构部分受损飞机的安全控制,建立了其动力学模型,通过分析将结构受损飞机的旋转运动分解为正常飞机旋转运动和由于受损引起的扰动运动,将结构受损飞机的控制转化为对扰动等不确定性因素的抑制问题.提出了一种基于扩张状态观测器的轨迹线性化控制方法进行飞行控制律设计,使系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明:当飞机右侧机翼缺损15%半翼展长时,控制系统能实现结构受损飞机的解耦控制,角速度响应能较好地跟踪指令,有效抑制了结构受损带来的不确定性和扰动.     

基于结合力模型的自适应飞机防滑刹车控制

飞机在起飞和着陆过程中刹车系统工作的可靠性和效率的提高,对提升整个飞行周期的安全性有着重要的意义.针对不同的跑道状况(干、湿等)、跑道材质(沥青、软土)或温度等条件下,飞机轮胎与跑道之间的结合力会存在较大差异而直接影响刹车效果甚至有效性的问题,采用与速度相关的动态LuGre摩擦力模型表示结合力,将未知的跑道状态映射到结合力模型参数,通过对模型参数进行估计,达到对跑道状态进行识别的目的.首先建立飞机机体和机轮动力学模型,使用状态观测器对结合力模型中不可测量的内部摩擦状态变量进行估计,并由自适应律获得当前跑道状态对应的模型参数,而后在线求解结合力模型的伪稳态模型得到结合系数最大值及相应的滑移率,将此滑移率作为控制系统的跟踪目标,利用反馈线性化思想构造前馈控制器进行防滑刹车控制,最后通过仿真验证控制效果.     

基于随机模型近似的再入目标自适应跟踪算法

针对再入目标跟踪问题,基于加速度动力学模型和随机模型近似思想,提出了分段匀Jerk自适应模型及跟踪算法.该算法引入Jerk动力学模型和Jerk分段均匀假设,给出了机动加速度的递推模型;根据随机模型近似思想提出了新的过程噪声定义方法并给出了分段匀Jerk模型和过程噪声的自适应方法;结合状态扩展方法和分离差分滤波算法实现了再入目标的实时自适应跟踪.仿真实验表明,相比基于分段匀加速模型的跟踪算法,该算法在保证了再入目标稳态跟踪精度的同时,对目标突变状态具有较强的跟踪能力.      

航空发动机状态监控

现代航空发动机是视情维护发动机,其维护思想和方法与定期维护发动机完全不同.本文通过对视情维护发动机的普遍规律和原理的分析,通过典型的性能趋势监控软件SAGE(System for the Analysis of Gas turbine Engines)引出了航空发动机的视情维护方法和状态监控原理.通过对民航各航空公司的大量调研、数据收集、整理和分析,得出了基于趋势的维护方法的经验数据,它对航空公司的航线维护,安全飞行和经济运行具有重要的指导作用。