基于ADS-B的防撞检测算法研究

为了适应越来越繁忙的空域管理,本文提出了一种新的空中交通防撞算法.该算法基于ADS-B扩大飞机的保护区范围,在保护区域和冲突区域的基础上增加了监视区.根据ADS-B接收到的信息,对出现在监视区域的飞机,在水平方向上采用两机的真航向进行判断,再分析两机的最接近的距离,综合确定入侵飞机是否存在与本机相撞的危险.如果存在相撞...     

基于现代控制理论的飞机横航向控制律设计研究

本文基于现代控制理论对飞机横航向控制律设计进行研究,运用具有工程意义的线性二次型最优控制方法、特征结构配置方法和动态逆方法,通过状态反馈,得到飞机横航向反馈控制律,并对其进行仿真与验证.     

高速大重合度直齿圆柱齿轮的齿廓最佳修形研究

在对高速大重合度圆柱齿轮传动的动力性能进行计算机模拟的基础上,研究了齿廓修形对啮合轮齿间动载荷的影响,提出了确定齿廓最佳修形量的方法     

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J15 的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准：不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。     

一种飞行器投放分离气动力辨识修正方法

空中投放发射的大翼面飞行器的分离轨迹与姿态受载机干扰流场影响更加明显,对分离时干扰气动数据库的准确性提出了更高要求。针对投放分离干扰气动力特点,提出了一种简化的差量气动力模型,并给出了一套飞行数据处理与参数预估计的方法。分离段飞行数据的辨识结果与六自由度飞行动力学仿真结果说明了提出的差量气动模型与相关数据处理方法的有效性。用辨识结果对气动数据库进行修正提高了数据库的准确度,可提高分离安全飞行仿真分析的精度。     

基于数字图像相关的复合材料层间剪切力学性能参数测试方法

短梁剪切（short beam shear, SBS）实验结合数字图像相关技术（digital image correlation, DIC）可实现快速识别单向纤维增强树脂基复合材料的多力学性能参数,而且能够获得复合材料单向应力状态下完整的层间剪切应力-应变行为和层间剪切强度,这对建立厚截面复合材料三维应力状态的强度准则至关重要。为研究实验设计对材料层间剪切力学参数识别精度的影响,本研究首次发展了由四台CCD相机组成的两套立体数字图像相关系统,实测SBS实验加载过程中试样前后表面标距区内应变分布情况。结果表明：由于实验夹具工装配合中存在螺纹间隙,工装刚度不足,试样前后表面剪切应变分布不对称,相对偏差可达44%。一方面提出针对试样前后表面剪切应变非对称性分布、材料剪切力学性能参数识别的新方法,通过采用DIC技术和有限元模型修正技术(finite element model updating, FEMU）,将试样前、后表面标距区的实测平均剪切应变和有限元模型相应位置处计算应变数据的方差作为目标函数进行本构参数和偏轴角度的识别,可获得材料完整的非线性剪切本构参数,且识别过程对初始参数不敏感;...     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

捷联惯导垂线偏差的一种辅助修正方法

分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,利用制备好的垂线偏差网格数据,采取加权平均的方法计算发射点垂线偏差.介绍了目前的垂线偏差修正方法及其优缺点,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行辅助修正,并建立了垂线偏差影响初始姿态角的数学模型.最后进行了弹道仿真,结果表明该方法能有效减小垂线偏差带来的落点偏差.     

战斗机进排气一体化试验数据修正方法

为提高战斗机进排气一体化试验数据准度,基于推阻划分原理,提出了一种修正进气道内流和迷宫密封压差影响的试验数据修正方法。为提高修正可靠性,在总压测量方面,采取了按流场均匀度布置测量点的方法,对流场均匀度较差区域进行测量点加密,提高了总压测量准度;在总压计算方面,采用加权平均法计算平均总压,提高了总压计算准度。为验证该修正方法,在FL-14风洞开展了某型战斗机进排气一体化试验,试验结果表明:修正方法对试验精度影响在国军标相关试验精度指标范围内;本修正方法仅适用于中等迎角以下的进排气试验数据修正;与未修正试验结果相比,修正后的全机升力线斜率和升力值减小,阻力值增加。