火箭垂直起飞段漂移变化的建模与分析

垂直起飞段是火箭靶场试验过程中最容易发生故障的时段之一,并且起飞段发生故障带来的后果往往是灾难性的。因此,分析运载火箭起飞段的运行情况,测量箭体起飞漂移和分析漂移量变化规律,对于航天工程具有极为重要的意义。在系统分析某一型号火箭起飞段漂移情况的基础上,建立了火箭垂直起飞段漂移模型．查明了箭体漂移量服从自回归模型AR(5),并采用D—W典型检验方法,对数学模型实际情况的吻合性进行了检验。大量实测数据计算结果证实,该箭体漂移的运动学模型是可靠的,很好地刻画了火箭在垂直起飞段漂移量的变化规律。     

80°／65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在FL-23风洞中开展了80°／65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究．包括静态测力试验．动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测．最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚．通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

自发汗冷却材料的研究现状

对自发汗冷却材料的种类及特点进行了简介,综述了自发汗冷却材料的几种主要制备方法及其优缺点,详细阐述了自发汗冷却材料的研究现状、影响因素及其应用,并对其发展方向进行了讨论.     

考虑转台定位误差的快速自对准方法研究

提出了一种考虑转台定位误差情况下的捷联惯导快速两位置自对准方法.在传统解析粗对准方法的基础上,根据对准位置及旋转过程中的惯导相邻时刻输出信息小幅慢变的特点,通过引入中间坐标系,实现实际旋转角度的精确跟踪和导航误差的实时更新计算,同时对动态环境对导航误差的影响进行补偿,以提高导航误差的计算精度.建立等效漂移与导航误差之间的数学关系,基于等效漂移,辨识初始姿态角误差,并根据对准精度要求对辨识结果进行迭代修正.静、动态环境条件下的试验结果表明,该方法能够有效克服转台定位误差对惯导系统自对准的影响,计算速度及精度满足对准要求,具有一定的工程应用价值.     

基于故障观测器的无人机直接自修复控制

提出一种基于故障观测器的无人机直接自修复控制。首先,根据系统本身存在的故障,设计了一个非线性故障观测器对其进行观测。其次,设计了一个快速终端滑模面和直接自修复控制器,将指数函数和符号函数引入到新型滑模面里。同时引入了自适应技术,对不确定的故障估计其上界。最后,通过对无人机进行了相应的仿真数值验证得出所提方法的有效性。     

具有牵引失效自检测功能的高负载比微型拖曳机器人设计方法

针对微型机器人受体积制约而难以实现拖曳大负载的问题,设计了1种基于楔形刚毛阵列黏附脚掌原理,具有牵引失效自检测功能的微型拖曳机器人.该机器人采用轮式结构,通过执行机构对黏附脚掌的加载和脱附,将拖曳负载过程与机器人自身移动过程分开,使负载与机器人在平面上做尺蠖运动,实现微型机器人拖曳超过自身重量数百倍的负载.在此基础上,...     

一种基于语义分割的机场跑道检测算法

针对复杂电磁作战环境下无人机自主着陆应用场景,提出了一种基于图像语义分割的机场跑道检测算法,并设计构建了轻量高效的端到端跑道检测神经网络RunwayNet.在特征提取部分,使用空洞卷积对ShuffleNet V2进行改造,得到了输出特征图分辨率可调的主干网络,并利用自注意力机制设计了自注意力网络模块,使网络具备全局跑道...     

高速进气道低马赫数不起动特性及马赫数影响规律

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明：低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯的表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包将完全吞入。但定常仿真难以准确模拟该吞入过程,因此定常仿真得到的自起动马赫数偏高。     

基于极值搜索的四旋翼无人机自抗扰控制

为了提高四旋翼无人机飞行过程中的抗干扰能力,提出了基于极值搜索算法的自抗扰控制技术。首先,建立了四旋翼无人机非线性数学模型;然后,设计了基于极值搜索的自抗扰控制器,对无人机的位置和姿态进行控制;同时,设计扩张状态观测器估计系统内部及外部总扰动,对系统扰动进行补偿。仿真结果表明,所提方法不仅能抑制外界干扰,而且能显著改善飞行控制系统的瞬态性能和稳态性能。     

跨声速离心压气机多部件耦合优化扩稳

基于最优拉丁超立方采样、多项式代理模型、傅里叶幅值敏感性试验、梯度变异混合优化算法构建了跨声速离心压气机耦合优化方法,实现了自循环机匣处理扩稳的同时不降低等熵效率的目标。耦合优化后压气机气动性能全面提升,设计点和近失速点的等熵效率分别提高2.79%、1.82%,且峰值效率略高于实壁机匣压气机。耦合优化扩稳增效的机理是：自循环机匣抽吸流量增大,更多低能流体被移除;叶轮入口攻角改善,流动分离风险减小;前缘激波与叶尖泄漏涡干涉被抑制,叶轮下游低能流体减少,周向均匀性增强;机匣回流槽入射角增大,叶轮入口径向畸变被削弱;叶轮叶片尾缘安装角及扩压器有叶段尾缘半径的增大弥补了等熵效率损失;叶轮叶片前缘后掠角减小弥补了堵塞流量。