基于PTE的多雷达航迹融合算法

针对杂波背景下的多雷达航迹融合时局部估计误差互协方差矩阵未知的问题,提出基于目标存在概率（PTE）的航迹融合算法,提升了正确航迹率和跟踪精度。首先,通过综合概率数据关联得到单接收站的目标航迹估计集合和对应的目标存在概率。然后,在局部估计误差互协方差矩阵未知的条件下,基于PTE信息提出不带记忆的综合广义凸组合航迹融合算法。进而将前一帧的融合状态进行反馈,提出带记忆的综合广义凸组合航迹融合算法。仿真验证了所提算法的有效性。     

基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法

风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一,为此,提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵,获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标,应用坐标旋转关系,完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明：迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系,因此,当标记点不满足共面条件时,可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明：修正系统误差后,迎角实测数据的测量准度在0.01°以内,精度不超过0.012°。本文方法易于实施,工程实用价值强。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

一种基于观测站数目最小化的TDOA/FDOA无源定位算法

在三维（3D）运动目标无源定位系统中,无模糊定位最少需要4个观测站。而传统的两步加权最小二乘（TSWLS）及其改进的闭式算法至少需要5个观测站进行求解,当减少一个观测站时,这些闭式算法往往无法提供可靠解。针对这一问题,提出一种最小化观测站数目的到达时间差（TDOA）与到达频率差（FDOA）定位算法。该算法是一种闭式解法并且能够在三维场景下仅使用4个观测站进行定位。该算法分为两步：第1步分离传统的TSWLS算法中未知参数空间,建立了一组新的等式,并且利用加权最小二乘（WLS）算法得到目标位置与速度的初始值;第2步利用泰勒级数展开算法将中间变量线性化,对目标位置和速度初始值进一步校正。理论分析证明了在适当的噪声水平下该算法能够达到克拉美罗界（CRLB）。此外,计算机仿真表明仅使用4个观测站时,该算法对于近场以及远场目标参数的估计精度在测量噪声较小时可以实现CRLB;并且还表明使用5个观测站估计时,该算法比TSWLS及其改进算法能更好地适应大的测量噪声。     

带止口法兰连接结构刚度特性对结构振动影响

对带有止口的法兰连接结构刚度特性进行了数值仿真研究。使用有限元软件ANSYS分析了带有止口的法兰连接结构的迟滞特性。通过对止口接触面的变形-滑移机理分析,使用一个詹金斯单元和一个弹簧单元并联模拟法兰的一个扇区,并基于法兰弯曲变形时每个扇区的不同状态建立了整个法兰结构的弯曲刚度简化模型,并对该简化模型进行了仿真,该简化模型能够较准确地模拟带止口法兰连接结构的刚度特性。基于简化模型和梁单元建立了简化转子结构模型,分析了带有止口的法兰连接结构对转子稳态动力学响应的影响。结果表明带有止口的法兰连接结构的迟滞特性能够影响峰值频率,随着止口过盈量的增加,响应峰值显著降低,具有较好的振动抑制效果。      

对转螺旋桨流场气动干扰数值模拟

基于结构网格动态面搭接技术,通过求解三维非定常雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)方程,对单独螺旋桨(SRP)滑流流场进行了数值模拟,结果与风洞试验数据吻合良好,在此基础上深入研究了对转螺旋桨（CRP）的非定常滑流效应及前后桨之间的气动干扰现象。计算结果表明:所采用的非定常RANS方法能够良好刻画对转螺旋桨滑流流场的发展变化特征,适用于分析前后桨气动干扰特性。前后桨桨尖涡的复杂相互作用是导致对转螺旋桨气动干扰的直接原因,后桨桨尖涡对于前桨桨尖涡具有一定耗散作用。在气动干扰影响下,对转螺旋桨气动力会产生周期性波动,波动周期与螺旋桨桨叶数相关, 6×6对转螺旋桨在1个旋转周期内产生了12次波动。气流穿过对转螺旋桨会发生两次加速,因此在相同工况下,对转螺旋桨的拉力系数和功率系数相比于单独螺旋桨分别增大约1倍,效率提升约1.5%。      

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

POD和DMD方法分析不同间隙压气机旋转不稳定性特性

对一台单级低速轴流压气机旋转不稳定性(RI)进行分析。在前期的旋转不稳定性特性、流场成因和不同间隙影响的研究基础上,进一步基于全通道数值模拟,采用两种流场降阶方法分析不同叶顶间隙条件下旋转不稳定性各阶模态对应的流场成分、模态能量占比和稳定性等特性。计算结果表明,前几阶模态能量占比大,对流场起主要贡献,并且稳定性相对较强。随着间隙的减小,旋转不稳定性的能量占比和稳定性下降,各阶的叶片转动成为流场的主要成分。      

基于CMPSO算法的永磁同步电机转动惯量识别研究

永磁同步电机(PMSM)是一种具有很强非线性的动态系统,在工业驱动应用中发挥着重要作用。实时辨识转动惯量对于高精度PMSM系统控制和稳定性状态监测具有重要意义,但传统转动惯量识别方法精度较低。在传统离散模型参考自适应理论基础之上,用柯西变异粒子群优化(CMPSO)算法代替待辨识参数自适律设计环节,以实现PMSM转动惯量识别。该转动惯量辨识方法充分利用了CMPSO算法的快速高效收敛性,仿真结果和试验结果表明了可行性、正确性和准确性。