航空发动机气路故障诊断的平方根UKF方法研究

设计了适用于双轴涡扇发动机健康参数估计的平方根UKF滤波算法,解决了线性卡尔曼滤波器估计结果准确性依赖于线性模型精度;常规UKF算法中由于计算误差及噪声信号影响引起误差协方差矩阵负定而导致滤波结果发散等问题.提出了根据测量残差变化改进滤波收敛速度与稳定性的方法.发动机渐变与突变故障模式下仿真结果表明,平方根UKF估计算法收敛速度快,稳定性强,精度高,是一种有效的发动机气路部件健康参数估计与故障诊断方法.      

某型发动机换算推力的温度修正

实践表明,大气湿度的变化对发动机性能及其工作特性有一定的影响,这种影响在夏天地面台架试车时更为明显.大气湿度对发动机换算推力影响的物理本质是,随着湿度的变化,进入发动机的空气的热物理性质也发生了变化.本文在分析这种影响的基础上利用相似原理推导了该型发动机换算推力的大气湿度修正系数,并结合该型发动机的设计参数,利用变比热的热力循环计算方法得到了不同温度和湿度下换算推力的大气湿度修正系数.     

离散系统LMI滤波技术

给出了一种离散系统最优滤波器的线性矩阵不等式（ＬＭＩ）设计方法。在系统干扰噪声能量有界情况下,将有约束的滤波问题转换为无约束的最优状态估计问题。利用ＬＭＩ方法给出了最优无偏滤波器存在的充分必要条件,所得滤波器的阶数小于系统状态个数。将ＬＭＩ方法应用于飞机飞行试验数据处理中,分析了实际飞行条件下飞机运动的模型,并对该模型进行扩展线性化处理,得到了一个较易实现的ＬＭＩ滤波算法。仿真结果表明,所提出的算     

基于Gauss-Newton和UKF结合的微小卫星姿态确定算法

为提高微型低成本姿态敏感器的姿态确定精度,文章基于磁强计/太阳敏感器/陀螺的姿态敏感器配置,设计了高斯牛顿（Gauss-Newton,GN）迭代算法和无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter,UKF）有机结合的微小卫星姿态确定算法,先用Gauss-Newton算法融合磁强计和太阳敏感器的数据,迭代计算最优四元数,然后以最优四元数联合陀螺数据作为观测量,以姿态四元数和惯性系下的角速度为状态量进行UKF,降低观测维数,并将观测方程转化为线性方程,显著减小计算量,同时克服了测量误差对姿态确定精度的影响。     

一种基于小波相关滤波的无线电干涉测量处理方法

针对深空探测中干涉测量微弱信号相关处理问题,提出了一种基于小波滤波的无线电干涉测量方法。首先,在小波相关滤波算法分析的基础上,提出了基于移位相关、逆序处理以及最高层小波系数阈值处理的改进算法;其次,分析并构建了深空探测宽带信号模型,并给出了基于小波相关滤波的无线电测量方案;最后通过蒙特卡洛仿真和实测数据处理证明小波相关滤波可以改善无线电干涉测量精度,其中同步卫星群时延估计精度改善约10%。     

一种基于李群描述的深空探测器姿态估计方法

针对深空探测器姿态估计问题,提出了一种基于星敏感器的深空飞行器姿态估计新型算法,用李群替代了传统的四元数来描述姿态,避免了四元数转换为姿态矩阵产生的非唯一性和复杂计算等问题。该算法给出了基于星敏感器的姿态观测方程和空间中刚体的运动学模型在李群下的描述并提出了一种基于李群的滤波算法,完成了深空飞行器动态姿态的确定。该线性化模型解决了传统非线性模型在滤波过程中产生的误差,同时省去了四元数转化为姿态矩阵的步骤,减少了计算量。最后,仿真实验中对比了传统的基于四元数的姿态确定算法,可以看出该算法具有更好的稳定性和准确性。     

FIR滤波器设计:基于遗传算法的频率采样技术

遗传算法是一种模仿生物进化过程的随机搜索,这种生物模仿过程可以发现全局最优解。文中介绍了遗传算法的频率采样技术中的应用,结合ＦＩＲ数字低通、带通滤波器设计的两个例子,给出了算法实现的具体操作步骤和实验结果。文中还对标准遗传算法作了适当的改进。实验数据表明,采用遗传算法确定的频率过渡带样本值是最优的,设计的ＦＩＲ滤波器的频率特性优于查表法。     

一种连续波雷达高精度波束中心速度求取方法

解决着陆导航连续波测速雷达中面目标非均匀散射特性和加速度分量对测速精度的影响,提出了一种高精度波束中心速度求取方法。采用Kalman滤波完成速度跟踪和加速度估计,进行加速度补偿后,利用ZFFT变换完成对目标多普勒频移范围的细化分析,最后采用包络截取法完成高精度波束中心速度估计。通过仿真分析证明,包络截取法相比其他方法具有精度高、适应性强的特点,速度测量误差小于0.15m/s（3δ）;通过硬件系统处理时间分析,该算法流程易于实时处理,已成功应用于某着陆导航雷达系统中。     

空中平台方位误差修正技术研究

平台方位误差的估计补偿是巡航导弹中制导组合导航的一项关键技术。通过短时机动飞行，采用惯性／位置组合导航卡尔曼滤波估计方法，实现对平台方位误差的空中估计修正。横向“Ｃ”形或“Ｓ”形转弯可增大方位误差的可观测程度，从而迅速估计出平台方位误差。文中首先建立组合导航系统机动飞行段的简化数学模型，讨论了简化条件，给出了相应的滤波算法（ＭＫＦ），不同类型的计算机模拟仿真证明平台方位误差修正精度可达到４～５＇。所得结论对巡航导弹惯导／地形匹配、惯导／ＧＰＳ组合导航技术研究有实用意义。     

INS地面自对准的鲁棒性分析

讨论了惯性导航系统（ＩＮＳ）地面自对的鲁棒性能问题。文中指出当采用两个水平方向加速度计作为测量时，ＩＮＳ的地面自对准稳态性能与设计滤波民采用的噪声方差无关。但由于自对准的时间限制，实际自对准性能鲁棒性，即滤波器的稳态性能，可以通过鲁棒设计得进。利用对策论原理，文中给出了最优鲁棒ＩＮＳ自对准设计方案。