航空活塞发动机发展动向

成本更低、污染更少的柴油发动机或将成为未来通用航空动力领域的主要发展方向。目前很多航空活塞发动机制造商都采取措施,发展各自的柴油发动机系列,但是也有发动机企业坚持汽油发动机的发展路线。     

基于UKF的高动态飞行器无源组合导航系统研究

针对飞行器在进行高动态飞行中卫星导航系统易受干扰、GPS可能被屏蔽,从而导致导航系统失稳甚至发散的问题,采用无迹卡尔曼滤波(UKF)算法对基于捷联惯导系统(SINS)、地磁导航系统(GNS)和嵌入式大气数据系统(FADS)的组合无源导航系统性能进行了改进.建立了地磁数据模型和无源组合导航模型,并针对新的组合导航系统观测方程非线性程度较高问题,提出了利用非线性UKF对导航数据进行融合的方法.利用高动态飞行轨迹对所提出的组合导航系统进行了仿真及误差分析,结果表明该系统对SINS误差估计具有适中的精度.     

基于 Matlab的 GPS/SINS紧组合仿真实现

首先,对不同的GPS／SINS组合模式进行了分析;在此基础上针对基于伪距、伪距率的紧组合导航系统进行研究,建立了系统的状态方程和量测方程,并用Matlab进行了仿真实现。在系统的仿真实现中,由于很难获得全面真实的导航飞行轨迹数据,文章采用一种纯数学形式的解析方法来产生飞行轨迹数据,因而系统的仿真包括3部分：轨迹发生器、GPS仿真子系统、SINS仿真子系统。仿真结果表明,GPS／SINS紧组合导航系统能够有效地提高系统的导航精度,用纯数学形式的解析方法来产生飞行轨迹数据是可行的、有效的。     

基于Simulink的潜空导弹运载器水下弹道仿真

简要分析了潜空导弹无动力运载器的基本特征和基本要求;用四元数法和矢量矩阵法建立运载器水下空间运动的数学模型;利用Simulink仿真软件,建立运载器仿真模型,对运载器的水弹道特性进行仿真分析与计算。仿真表明,运载器离管速度对导弹出水时偏距影响很大,水中运动时间主要与发射深度有关。     

美国军用航空动力的发展趋势

进入21世纪,美军武器装备发展指导思想发生重大转变,放弃始于20世纪80年代基于敌对威胁的防御计划,转而实施基于敌对能力的防御计划,旨在发展和保持美国的航空、航天及信息优势。基于这一指导思想,美国空军2020年远景报告展示了美国空军未来作战概念,包括全球攻击,全球机动,全球持续打击,太空和C4ISR(指挥、控制、通讯、计算机、情报、监视和侦察),灵活作战支持。美国已针对这些作战任务所需的高速涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机、火箭发动机、组合循环发动机和极高效推进技术,开展了大量技术研究工作,并取得重大进展。特别需要关注高速涡轮发动机和超燃冲压发动机技术发展。     

基于信息理论的网络文本组合聚类

尽管近年来针对文本聚类问题进行了大量研究,其仍然是数据挖掘领域的一个富有挑战性的问题,特别在弱相关特征乃至噪声特征的处理上,仍然存在诸多挑战。针对这一问题提出了文本聚类的分解-组合算法框架——DIAS。该方法首先通过简单随机特征抽样将高维文本数据进行分解得到多样化的结构知识,其优点是能够较好地避免产生大量的噪声特征。然后采用基于信息理论的一致性聚类（ICC）将多视角基础聚类知识组合起来,得到高质量的一致性划分。最后通过在8个真实文本数据集上的实验,证明DIAS算法相较于其他被广泛使用的算法具有明显优势,特别在处理弱基础聚类上具有突出效果。由于在分布式计算上的天然优势,DIAS有望成为大规模文本聚类的主流算法。      

天文导航在航天工程应用中的若干问题及进展

导航作为航天器核心技术之一,是确保航天任务成败的关键。天文导航以其连续性好、自主性强、实时性优、导航精度高等优点,逐渐成为航天器导航的有效手段。基于国内外天文导航理论及应用的现状,结合近地卫星、深空探测任务特点,探讨了天文导航在航天工程应用中的理论问题与技术问题,如导航目标源观测量精确建模问题、高精度感知与检测问题等,并对新型天文导航技术进行了展望,指出了未来天文导航理论与技术的发展方向,为解决航天工程中的连续自主、实时高精度导航问题提供了有效途径,为学术与工程界进一步深入开展航天器天文导航理论与技术研究提供参考。     

火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。