多变量飞控系统的稳定裕度分析

根据系统回差阵最小奇异值及通用相角－幅值裕度估算图,给出了在系统的输入和输出端所有通道的相角和幅值同时变化时系统的稳定裕度,它不仅可作为评价不同控制律鲁棒性优劣的指标之一,也是对古典单通道量测ＭＩＭＯ系统稳定裕度的补充。同时为了克服所得结果的保守性,采用了两种改进方法,并对某型飞机的侧向运动系统进行了稳定裕度的分析、比较。     

一种基于多重相敏解调算法的相位差测量新方法

研究了一种新的测量正弦信号相位差的方法,就是利用正弦信号的特殊性质,通过多次信号相敏解调运算,能够检测信噪比很低的两路正弦信号之间的相位差,分别讨论了信号的信噪比、取样点数、A/D的量化位数对测量结果的影响,并给出了具体的仿真结果。在低信噪比情况下与传统的互相关法进行比较,并给出实验数据,结果表明这种方法能有效地提取出被噪声严重污染的信号的相位差,而且算法简单,物理意义明确,精度可以满足工程的要求,具有检测能力强的优点,特别适合极低信噪比甚至负信噪比情况下的相位差的高精度测量。     

计算气动声学中的紧致滤波格式

从理论上分析了数值伪波产生的原因,要消除数值伪波可用滤波方法。为了使滤波器具有理想的截断特性,引入了修正的高斯函数。通过让滤波器的频响函数与修正的高斯函数逼近,利用序列二次规划(SQP)方法优化了五对角紧致滤波格式。优化的滤波格式提高了计算精度和效率,增强了数值稳定性,更易于实施。一维和二维算例体现了优化滤波格式的性能改进。     

空间目标碰撞概率的显式表达式及影响因素分析

在圆轨道情况下推导了空间目标碰撞概率的显式表达式,将碰撞概率表示为空间目标交会几何条件(过交线高度差、过交线时间差、轨道夹角等)和RSW坐标系误差方差的显式函数.根据显式表达式对碰撞概率的影响因素进行了分析,研究了过交线高度差、过交线时间差、轨道夹角、位置预报误差、等效半径等因素对碰撞概率的影响,得出了一些有意义的结论.     

压力面小翼对涡轮叶栅不同间隙下流场影响的实验

对某涡轮叶栅加装不同宽度的压力面小翼对叶栅间隙流场的影响进行了实验研究,详细测量了间隙高度为0.5%h,1%h,1.5%h时叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况.通过实验结果分析得出:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流动加剧,泄漏涡增强,叶栅总损失增加,同时使上通道涡的强度减弱;压力面小翼在间隙高度为0.5%h时对间隙泄漏流动的控制效果较好,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼能使叶栅总损失降低18%.间隙高度为1%h时,0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼效果最佳,使叶栅总损失降低10.37%.间隙高度为1.5%h时,压力面小翼对间隙泄漏流动基本没有影响,但在一定程度上降低了叶栅总损失.      

激光陀螺低磁敏感度的反射膜系设计

磁敏感度是二频机抖激光陀螺的重要误差之一, 光束椭圆度是增大磁敏感 度的重要因素。推导了环型腔的琼斯矩阵,分析了光路非共面、反射薄膜p 光与s 光反 射系数比、反射相位差等参数对光束椭圆度的影响。计算表明,薄膜反射相位差对椭圆 度的影响远大于其他因素,相对180° 偏离3° 以上时椭圆度大幅度减小并基本稳定。对 常规反射膜系进行了优化设计与分析,获得了整体厚度减小1.3%的膜系结构,反射相位 差为183°～187° ,不但减小了光束的椭圆度,而且进一步稳定了腔内总损耗,降低了散 射损耗,对提高激光陀螺磁场环境稳定性及精度性能具有很好的指导意义。     

后掠机翼人工转捩最佳粗糙带高度数值预测

介绍了基于当地变量的γ-Re_θ转捩模型,并将该模型应用到后掠机翼的转捩预测和人工转捩最佳粗糙带高度以及人工转捩技术能够模拟的大气飞行雷诺数的确定中。为检验γ-Re_θ转捩模型对后掠机翼转捩的预测能力,对ONERA M6机翼和DLR-F4标模机翼进行了边界层转捩预测,采用结构化网格和有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,得到了机翼表面的摩擦阻力系数分布,从而可以得到相应的转捩位置,预测得到的转捩位置与试验结果比较吻合,说明该模型对后掠机翼转捩预测是可信的。最后在DLR-F4标模机翼上表面固定了粗糙带,通过相同的方法得到了转捩位置,从而确定了马赫数为0.785、雷诺数为3.0×10⁶时最佳粗糙带高度为0.11 mm;通过不断增大雷诺数使自由转捩位置不断向前缘移动,验证了人工转捩对大气飞行雷诺数的模拟能力。结果表明,在最佳粗糙带高度为0.11 mm下,可以实现对大气飞行高雷诺数的模拟。     

基于帧差和背景建模的卫星视频目标检测

传统单一的目标检测方法运用在卫星视频时不能得到理想的检测效果,特别针对一些目标纹理特征匮乏,背景变化明显的卫星视频来说适用性更差。文章提出一种结合背景模型更新的混合高斯背景建模和多帧差分的算法,通过抽取吉林一号卫星视频中某2帧的2个不同场景,对比了多帧差分法、单高斯背景建模法和本文提出的算法,较好地解决了卫星视频微小目标检测中易产生检测率低、虚警率高的问题,提高了检测的正确度、完整度和质量,在遥感卫星视频运动目标检测中具有良好的应用潜力。     

复合材料面板全高度蜂窝翼面结构分析

针对复合材料面板全高度蜂窝夹层翼面结构,基于MSC. Patran/Nastran创建了翼面有限元模型,对均布载荷作用下的结构进行了仿真分析。结果表明:翼面结构最大位移2. 79 mm,曲屈载荷33. 7 kN。工程方法计算得到翼面结构曲屈应变1 308. 6με。静强度试验中实测翼面最大位移2. 81 mm。理论与试验相结合的方式分析夹层翼面结构,最大位移值偏差约0. 7%,证明了仿真分析模型的合理性,为该类型结构的工程应用提供了一定的参考。     

传感器表面温度对热流测量的影响

高超声速飞行器热环境测量数据一直是防热设计和考核的基准数据,也是热环境计算方法的考核性数据,其准确性至关重要。针对热流测量中遇到的传感器表面和周边防热材料温度差异而导致的测量数据偏差问题,采用基于Navier-Stokes方程的自研程序开展了详细的气动热环境数值模拟,得到了不同温差条件下传感器表面热环境的分布规律,并根据场协同理论分析了局部热流变化的成因机理,研究了影响热流变化幅值的主要因素。结果表明：①当传感器和其周边材料的温度存在一定的差异时,导致该区域近壁面流场中的压力、密度等特征量梯度增大,改变了传感器当地的法向速度和温度分布,造成了局部热流的剧烈变化。②相同来流马赫数和高度下,来流攻角主要影响法向速度的分布,从而影响气动加热量,攻角越大,相同温差下加热量上升的幅度越小;来流总温主要影响法向温度梯度的分布,从而影响气动加热量,来流总温越大在相同温差条件下加热量上升幅度越小。所开展的研究工作可加深对传感器局部热环境分布规律的认识,避免对测量热流的误判,提升数据判断和分析的可靠性。