序贯结构的Sage-Husa自适应滤波及其应用

在分析已有的Sage-Husa自适应滤波算法的基础上,本文首先推导了两种量测噪声自适应估计方法的等价性。为充分利用组合系统中已知的部分量测噪声参数,提高滤波稳定性和精度,研究了基于序贯结构的Sage-Husa自适应滤波算法;当组合系统测量噪声参数均为已知时,为降低算法复杂度,提高Sage-Husa自适应滤波的鲁棒性,加入协方差匹配的方法对序贯结构的Sage-Husa自适应滤波算法进行改进;通过在序贯结构下采用相应的信息融合策略,充分利用组合系统的输出信息。将两种算法分别应用于MIMU/GPS/磁强计组合系统中,基于跑车实验的离线数据分析表明,第一种滤波算法的滤波稳定性较标准自适应算法在滤波稳定性上有明显提高;第二种改进的滤波算法既降低了算法复杂度,又提高了抗野值效果,有效保持了组合系统在干扰状态下的导航精度。     

角速率输入条件下圆锥误差补偿算法

针对捷联惯导系统中利用角速率拟合角增量进行圆锥误差补偿精度下降和实时性变差的问题,提出了一种直接利用陀螺的角速率输出进行圆锥误差补偿的算法,利用角速率的叉乘项来拟合圆锥误差补偿项,并推导了四子样圆锥误差补偿算法的具体表达形式,并从本质上阐述了圆锥误差的存在机理。在典型圆锥运动条件下通过对所提算法的仿真并和理论解析解的做差比较,验证了所提算法的可行性和有效性。     

新的导弹协同定位技术

导弹协同作战的关键技术之一是导弹的精确定位技术,针对在体系对抗条件下,如何提高导弹集群的导航定位精度问题,构建了以弹载数据链和惯导系统为核心的协同定位系统,提出了一种基于相互测距信息的导弹协同定位方法.该方法使用加权秩亏自由网平差的方法来估计导弹集群的惯导系统定位误差.仿真表明:该方法可以有效地延缓惯导位置误差的发散速度和提高惯导定位精度,随着导弹数量的增多,惯导定位精度不断提高,当导弹数量大于4时,惯导定位精度将提高2倍以上.     

内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

综合模块化航电软件仿真测试环境研究

 伴随着综合模块化航空电子(IMA)软件在新一代飞机上的应用,其高复杂性、高度综合的特点以及分层的健康监控和故障管理模式给软件测试提出了挑战。传统的仿真测试环境在应对IMA软件测试中难以满足RTCA DO-178B中规定的对验证过程结果的验证的要求。本文在分析IMA软件特点的基础上,根据DO-178B的要求,综合国外的发展情况和国内的研究进展情况,研究综合模块化航电软件仿真测试环境需求,提出了基于软件故障注入的综合模块化航电软件灰盒仿真测试环境方案,并给出优势分析。该仿真测试环境方案以IMA软件为测试对象,应用软件故障注入技术和代码插装技术满足测试规范文件的要求。其具有通用灵活、适配性强、强实时性等特点,为中国新一代航电软件的系统验证和测试奠定了基础。     

基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲(P_99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力.      

Full-scale crash test and FEM simulation of a crashworthy helicopter seat

Crashworthy seat structure with considerable energy absorption capacity is a key component for aircraft to improve its crashworthiness and occupant survivability in emergencies.According to Federal Aviation Administration(FAA) regulations,seat performance must be certified by dynamic crash test which is quite expensive and time-consuming.For this reason,numerical simulation is a more efficient and economical approach to provide the possibility to assess seat performances and predict occupant responses.A numerical simulation of the crashworthy seat structure was presented and the results were also compared with the full-scale crash test data.In the numerical simulation,a full-scale three-dimensional finite element model of the seat/occupant structure was developed using a nonlinear and explicit dynamic finite element code LS-DYNA3D.Emphasis of the numerical simulation was on predicting the dynamic response of seat/occupant system,including the occupant motion which may lead to injuries,the occupant acceleration-time histories,and the energy absorbing behavior of the energy absorbers.The agreement between the simulation and the physical test suggestes that the developed numerical simulation can be a feasible substitute for the dynamic crash test.      

立楔诱导高超声速分离流动的被动控制研究

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性.不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,希望通过控制分离达到改善流动的目的.采用5阶特征型WENO(weighted essentially non-oscillator)格式与3阶TVD(total variation diminishing)型Runge-Kutta(R-K)格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes(N-S)方程,研究与分析了凸起物和被动吹吸两种被动控制方法对激波与边界层相互作用导致的高超声速流动分离现象的控制效果.结果表明:凸起物通过诱导流向涡形成,改变空间压力分布,减弱二次分离,影响分离结构;吹吸方式的被动控制技术通过平衡分离区与再附区之间的高低压差,降低逆压梯度,使压力分布与分离区域发生改变.      

An alternative Shell inversion technique - Analysis and validation based on COSMIC and ionosonde data

Multi-channel Global Positioning System (GPS) carrier phase signals, received by the six low Earth orbiting (LEO) satellites from the Constellation Observing System for Meteorology, Ionosphere, and Climate (COSMIC) program, were used to undertake active limb sounding of the Earth’s atmosphere and ionosphere via radio occultation. In the ionospheric radio occultation (IRO) data processing, the standard Shell inversion technique (SIT), transformed from the traditional Abel inversion technique (AIT), is widely used, and can retrieve good electron density profiles. In this paper, an alternative SIT method is proposed. The comparison between different inversion techniques will be discussed, taking advantage of the availability of COSMIC datasets. Moreover, the occultation results obtained from the SIT and alternative SIT at 500 km and 800 km, are compared with ionosonde measurements. The electron densities from the alternative SIT show excellent consistency to those from the SIT, with strong correlations over 0.996 and 0.999 at altitudes of 500 km and 800 km, respectively, and the peak electron densities (N_mF₂) from the alternative SIT are equivalent to the SIT, with 0.839 vs. 0.844, and 0.907 vs. 0.909 correlation coefficients when comparing to those by the ionosondes. These results show that: (1) the N_mF₂ and h_mF₂ retrieved from the SIT and alternative SIT are highly consistent, and in a good agreement with those measured by ionosondes, (2) no matter which inversion technique is used, the occultation results at the higher orbits (∼800 km) are better than those at the lower orbits (∼500 km).     

含钟差修正的脉冲星和太阳观测组合导航

为提高深空探测器巡航段的导航定位精度和钟差修正能力,提出一种利用X射线脉冲星和太阳观测信息的组合导航方法.利用脉冲星导航的脉冲到达时间测量值,同时利用太阳敏感器、分光计分别测量太阳视线矢量和探测器相对于太阳的径向速度,并将星载时钟钟差增广为状态变量,构建组合导航系统,利用基于扩展卡尔曼滤波的UD(Upper triangular matrix-Diagonal matrix)分解信息融合算法进行状态估计.仿真结果表明,该方法能有效解决因钟差漂移引起的导航滤波发散问题,同脉冲星导航相比,该方法提高了定位精度和钟差修正能力.