GNSS拒止下面向目标监视的多无人机定位与控制方法

针对GNSS拒止环境下缺乏全局位置信息的静止目标持续监视问题，提出了一种仅基于方位角测量的多无人机分布式定位与控制方法。首先，设计一个无人机和目标之间的相对位置估计器，用来确定目标在每架无人机局部坐标系中的位置；其次，基于所估计的相对位置设计一个分布式控制算法，使无人机能够以规定的半径、圆周速度和无人机间的角度间隔围绕目标飞行，对目标持续进行全方位监视；最后，通过收敛性和稳定性分析理论证明了所提方法能够确保多无人系统收敛到期望的运动。通过仿真验证了所提方法能够实现GNSS拒止环境下多无人机对目标的持续监视。     

基于视惯融合的大型空间碎片质心位置辨识

大型自由翻滚碎片的质心是在轨操作基坐标系下的不动点，也是碎片连体基下动力学参数向卫星坐标系转换的基准，对其精确识别是提高碎片动力学参数辨识精度的关键。提出基于惯性单元测量数据与双目视觉定位数据融合的大型空间碎片质心位置识别方法。基于无力矩欧拉方程，获取附着到空间碎片表面的惯性单元间转换关系，利用该转换关系对惯性单元冗余测量数据优化，再优化求解惯性单元到质心点距离；利用双目视觉获取惯性单元上标记点动态坐标，再利用惯性单元到质心点距离，基于三点定位原理识别大型空间碎片的质心位置。以加入高斯白噪声的惯性单元与双目视觉测量数据进行仿真，结果表明优化解算后惯性单元实时测量数据的误差降低到1%以下，解算的质心位置三轴误差小于0.47mm；开展了地面试验，结果表明，解算的质心位置三轴误差小于0.49mm。仿真和试验证明，该方法能够为大型空间碎片的消旋、捕获任务提供准确的数据基准。     

基于相对方向的非线性无人机群反步编队跟踪控制

针对具有未知动态模型的非线性无人机群的编队问题，设计了基于神经网络的反步控制策略。首先，通过径向基(RBF)神经网络来逼近无人机的未知非线性动态，增加系统的鲁棒性和抗扰能力；然后，引入方向刚性图理论，结合反步控制策略，设计了仅基于方向信息的无人机群编队分布式控制器，并通过Lyapunov方法证明了控制系统的稳定性；最后，通过Simulink仿真验证了控制器的有效性。     

动力学参数未知的四旋翼无人机预定性能控制

针对具有外部气流干扰、空气阻力和时变负载的不确定四旋翼无人机，考虑动力学参数未知的情况，基于自适应动态表面控制框架，提出了一种新的双闭环预定性能控制方法。将四旋翼无人机系统解耦为双环，即外环位置子系统和内环姿态子系统，内外环通过姿态提取算法连接。分别针对位置和姿态子系统，利用自适应方法对系统的未知动力学参数、空气阻力和外界干扰进行估计，同时引入新的坐标变换作用于跟踪误差，基于Lyapunov稳定理论，提出预定性能控制器设计方法，使闭环系统跟踪误差一致最终有界稳定，且整个动态过程中满足暂稳态性能要求。所提方法克服了系统动力学参数和负载精确已知的局限性，避免了预定性能控制设计中复杂的求逆过程。通过仿真实例验证了所提方法的有效性和优越性。     

基于HB/Z 103-86的标准验证飞机水平测量点位置度研究

以HB/Z 103-86《飞机水平测量公差》要求为前提，对飞机水平测量点位置度开展研究，同时以某中型Ⅰ级飞机为例开展水平测量点位置度设计，最后指出现代化飞机高精度要求有必要在相关标准中增加位置度要求，提出在标准规定暂缺的情况下水平测量点位置度要结合标准公差及飞机机体结构、工艺特点、制造能力以及经济性等建设性意见。     

高可靠单向爆破的民机防爆结构设计

基于适航条款FAR25.795和咨询通告AC25.795-6，结合灾难性故障状态对飞机和乘客的影响程度，确定最小风险炸弹位置(LRBL)结构的设计要求是结构实现单向爆破功能的概率大于1-10-9，提出了一种高可靠单向爆破的LRBL结构的设计技术。首先根据LRBL结构将爆炸产生的能量沿指定方向释放到客舱外部的防爆原理，设计LRBL结构方案是由端盖、罐体以及剪切销三部分组成的圆筒结构，然后利用LS-DYNA软件对内爆作用下LRBL结构的塑性应变进行研究，分别讨论了不同炸药位置和结构尺寸对LRBL结构各危险部位塑性应变的影响，最后开展了LRBL结构实现单方向爆破功能的可靠性分析，利用拉丁超立方抽样获取输入样本，通过爆炸仿真获得输出样本，采用K-S检验分析其概率分布特征，并基于故障树模型计算可靠度。结果表明：所提出的结构厚度为20 mm、剪切销直径为14 mm的LRBL结构设计方案，其实现单方向爆破功能的概率为1-4.07×10^-10，能够满足LRBL结构的设计要求，可为国产飞机LRBL结构的适航验证和适航审定提供技术支撑。     

吸气流动控制对翼身融合飞机气动特性的影响

以采用分布式动力的翼身融合飞机为研究对象，探究了吸气流动控制方式(吸气位置和吸气动量)对飞机起飞和巡航状态下气动特性的影响规律，解释了吸气流动控制影响翼身融合飞机气动特性的机理。研究结果表明:起飞大攻角状态下，采用外翼段吸气方案(吸气位置为0.05c，吸气动量为0.02)，飞机最大升力系数与无吸气状态相比提升7.16%；巡航状态下，采用中心体段吸气方案(吸气位置为0.6c，吸气动量为0.012 5)，可改善动力系统的压力分布，飞机升阻比与无吸气状态相比最大提升2.14%。      

低反力度跨声速转子的叶顶喷气扩稳数值研究

为进一步提高低反力度压气机的稳定工作范围，以某三级低反力度高负荷压气机首级跨声速转子为研究对象，借助三维数值模拟方法，进行了叶顶喷气扩稳研究，分析讨论了叶顶喷气提升低反力度压气机转子稳定性的机理，并探讨了不同喷气轴向位置对扩稳效果及气动性能的影响。结果表明：叶顶喷气通过削弱叶顶泄漏涡和通道激波的相互作用，抑制了转子近失速工况下泄漏涡的破碎，消除了叶顶通道的大面积堵塞，拓宽了转子的稳定工作边界；随着喷嘴的位置从叶顶前缘处沿轴向上游移动，转子的失速裕度提升量呈现出先增大后减小的趋势，综合扩稳效果和对压气机总性能参数的影响，最佳喷气轴向位置为叶顶前缘上游转子5%叶顶轴向弦长处；叶顶喷气改变了转子气动参数的径向分布，降低了转子上15%叶高范围内的负荷，同时也使得其它叶高区域的负荷提升。