视觉与惯性融合的多旋翼飞行机器人室内定位技术

随着人工智能技术的发展，无人机的应用场景趋向多元，人们对无人机的需求也不仅仅满足于简单的飞行任务，而是赋予其飞行机器人的角色，对其自主导航、复杂环境下的定位以及智能协同方面提出了更高的要求。针对室内场景下的定位需求，融合视觉与惯性数据实现了多旋翼飞行机器人的室内定位。在视觉前端加入图像增强算法以提高图像灰度对比度，减少了光流跟踪的误匹配点数。提出了一种基于图像信息的特征点提取和图像帧发布策略提高了定位精度，解决了室内环境下的定位漂移问题。针对飞行机器人室内自主跟踪及降落任务，设计了基于视觉定位的飞行机器人自主降落系统。在Gazebo中搭建飞行机器人模型仿真验证自主降落系统有效性，在EuRoC数据集下对定位算法进行对比评估，搭建飞行机器人平台在真实场景下进行室内定位实验，完成了室内场景下平台自主跟踪及降落任务，并采用运动捕捉系统获取的定位真值数据进行了误差分析，结果表明该定位技术满足室内场景下的自主跟踪及降落任务需求。     

韩国产战斗机FA-50首次成功发射导弹

正【据韩国中央日报10月10日报道】韩国空军表示,10月8日FA-50国产战斗机在东海上空首次进行的空对地武装实弹射击大获成功。照片是FA-50战斗机发射空对地导弹AGM-65G的场面。利用韩国技术自主制造的国产战斗机FA-50成功进行了首次导弹发射活动。空军10月8日在东海上空首次发射了空对地导弹(AGM-65G)。当日的发射训练中,FA-50从1.2千米高空发射红外制导导弹AGM-65G(Maverick),成功命中了约7公里外用废旧船只做成的目标。空军表示"这次实弹射击的成功证明,韩国利用自主技术制造的FA-50对地面和海上目标都能够精确进行攻击"。     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度，对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低；引气腔内无冲击板时，引气角度的改变引起射流核心区位置的变化，造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显，引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K；加装冲击板后，冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强，但同时会引起较大的总压损失，因此相同入口总压比下，加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高；随着冷却通道高度增大，冷气流量增加、流速降低，故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好；以塞锥无冷却为基准，入口总压比为1.0～1.8时，塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

受限航路空域自主航迹规划与冲突管理技术

为了解决在基于航迹运行的空中交通管理自动化系统中人机意识同步的问题，以航路运行为对象，开展了面向受限空域的自主四维航迹（4DT）冲突探测与解脱（CD&R）技术研究。基于自由航线空域（FRA）环境，提出基于栅格的空域离散化处理与计算方法；在此基础上，提出受限空域自主航迹运行两阶段方法：阶段1运用可视图（VG）法和Dijkstra算法，实现了满足限制区约束的航空器期望航迹快速规划；阶段2提出航迹可达时空域模型及其图形化表达方法，并基于连续飞行动力学推导出了不同情况下的航空器位置更新模型，并采用局部冲突探测与解脱方法，以飞行距离最短为目标，实现航空器自主路径与速度联动规划，从而支撑空地、人机认知同步的无冲突四维航迹生成；最后，以中国西部典型空域为运行场景开展仿真实验，验证了所提方法的计算高效性和模型有效性，并对栅格尺寸和探测距离这2个关键参数进行了灵敏度分析。结果表明，所提方法能够支撑复杂空域高密度运行环境自主航迹运行，为推动自主空中交通系统发展提供了新思路和新方法。     

激光动态液位测量技术研究

如今,运载火箭大量使用液氧、煤油等液体推进剂,其液位测量技术主要有浮子式、激光式、电容式、雷达式等。介绍并实现了一种激光液位测量系统,该系统体积小、功耗低,可适应多种测量环境,能满足航天燃料液位测量高精度、高动态、连续稳定测量的要求。系统利用相位式激光测距技术,通过测量激光回波信号的相位延迟,计算激光光程从而得到距离数据并通过客户端进行直观展示和数据存储。系统最大测量距离可达100 m,精度为±1 mm。该系统为非接触测量,耐腐蚀,通过加入反射板可实现透明、非透明液体测量。     

两相流对固体火箭发动机塞式喷管性能的影响

针对固体火箭发动机中气固两相流对塞式喷管性能的影响,利用颗粒轨道模型法计算了环喉型塞式喷管两相流流场,辨识颗粒在流场中的运动轨迹,分析不同粒径颗粒对流场及推力性能的影响。结合传统钟形喷管,比较不同工况下塞式喷管与钟形喷管的推力性能,分析气固两相流对塞式喷管高度补偿特性的影响。结果表明：随着颗粒粒径的增大,颗粒会出现交错式的运动,增加了流场的复杂性;单个颗粒与该截断式塞锥只会发生一次碰撞,且粒径越大,碰撞位置越靠前;单一粒径颗粒带来的推力性能损失与颗粒粒径成正比,与工作压比成反比;真实工作条件下,相比于钟形喷管,气固两相流在设计工况对塞式喷管带来约3%更多的推力效率损失,推力效率最终趋于弱于钟型喷管2.7%,但塞式喷管在低压比工况仍具有可观的性能优势。     

预冷型组合循环发动机技术

预冷型组合循环发动机具有工作速域宽、比冲高和推重比大等优点,在未来空天领域有广阔的应用前景。本文首先回顾了LACE、SABRE和ATREX等主要预冷型组合循环发动机的工作原理、技术特点和研究情况,对各型发动机热力循环中面临的难点问题进行了分析。其次,针对发动机预冷器、压气机、涡轮和燃烧室等关键部件,建立了热力循环计算模型,研究了预冷和燃烧对冷却剂的流量需求问题、预冷器与压气机性能参数匹配问题和压气机与涡轮共同工作问题等。结果显示,1.0～2.0倍当量比的氢在马赫数0～4.5速域内能将空气冷却51～476 K,而相同流量的甲烷在马赫数0～4.0速域内仅能将空气冷却24～182 K;熵函数用于表征预冷器和压气机在热势差效应和功热转换过程中的能量损失总和,根据发动机性能需求,在熵函数图上可设计不同的当量比-压比（φ-π_c）协同工作线;涡轮总功率是影响预冷发动机压气机压比的主要原因,与传统涡轮相比,驱动涡轮的工质（冷却剂）流量小,要求涡轮单位功率高,给涡轮设计带来挑战。最后结合评估结果对预冷型组合循环发动机的未来发展提出了一些建议。     

基于显式预测控制的涡扇发动机控制器设计

模型预测控制因其能够较好地处理涡扇发动机约束问题且实现多变量控制而具有较大的应用潜力。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题,基于显式模型预测设计了航空发动机多变量控制器。在控制结构上采用多速率双闭环系统,保证了控制精度;在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性函数计算问题,大幅度减少了计算量;在发动机从开环切闭环的过程提出一种增量式切换方法,实现无扰切换。数值仿真和硬件在环仿真结果表明,转速和压比稳态误差分别不超过±0.25%和±1%,控制器在25ms控制周期内能完成计算,满足嵌入式系统实时性要求。     

预燃式火稳稳定器高空低压试验研究

在二元燃烧试验设备和扇形燃烧试验设备上,模拟发动机高空低压状态,分虽进行预燃式火焰稳定器及带径向稳定器的预燃式火焰稳定器的点火性能与稳定燃烧性能试验,得到预燃式火焰稳定器在安装径向稳定器前后的性能曲线,从结构参数和气动参两方面出发,以这些曲线进行比较和分析,总结了预燃式火焰稳定器的工作性能。     

捷联惯性导航系统的等效非线性误差模型

当捷联惯性导航系统（ＳＤＩＮＳ）出现大的误差时,其常规线性误差模型就不能有效地表现导航误差传播的非线性特性。为了说明捷联惯性导航系统的大状态误差,这里介绍一种旋转矢量误差,同时引入旋转矢量误差与四元数误差之间的相互关系。利用这种关系,捷联惯性导航系统的非线性误差模型就可以相应地用旋转矢量误差和四元数误差加以说明。很明显,这里所阐述的捷联惯性导航系统的非线性误差模型之间彼此互相等效。此外同时表明,当