航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.      

基于确定学习理论的轴流压气机系统分岔预测

针对轴流压气机系统中的分岔预测问题,基于简化的Moore-Greitzer 3阶压气机模型,分析了该系统中存在的分岔现象;利用最新发展的确定学习理论,对压气机系统随着γ参数变化出现的几种典型模态的相关系统动态进行辨识,并将所学知识保存成常值RBF神经网络以构成模式库;利用该模式库构建1组嵌入了常值RBF神经网络的动态估计器;将测试模式与估计器相比,得到1组残差,并利用动态模式识别方法的残差最小原则实现了对Pitchfork分岔的预测。     

空间平台量子密钥纠错处理研究

空地量子通信受诸多因素的影响,量子密钥的原始码存在一定的误码率,需要通过空间平台与和地面之间的双向数据交互对错误的密钥进行纠正。受空间平台硬件设备限制,数据的传输速度、存储空间以及处理能力等均有限,对空间平台量子纠错算法提出了更高的要求。为此给出了一种适合空间平台环境的基于汉明码的Winnow纠错算法,这种纠错处理算法不仅容易实现,而且在空间平台资源受限的情况下可以兼顾运算效率和纠错效率。     

结合不确定度的发动机模型辨识气路诊断

针对航空发动机气路诊断中测量参数个数小于待诊断参数个数的不适定问题,利用了发动机平衡技术,结合非线性的发动机数学模型,并综合考虑了测量参数的不确定度和理论模型部件性能的不确定度,建立了一种结合不确定度的发动机气路故障诊断辨识算法——变分加权最小二乘法,并将该算法应用于某发动机的诊断分析中.结果表明:运用该方法可分析出测量数据和模型计算数据之间的差别,同时,利用所得的故障参数修正量修正原发动机数学模型,使模型计算推力与试验测量推力最大偏差由8.25%减小到1.66%,耗油率最大偏差由6.25%减小到1.50%.      

基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法

附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置,而复杂流场中主流流动往往并不均匀,给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题,提出了用"参考主流"代替实际主流识别附面层边缘的方法:通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流,在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证,所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后,弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%,压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性,识别结果较为准确。     

扩展酉矩阵束算法实现稀疏可重构天线阵的优化设计

针对方向图可重构天线阵列的稀疏布阵问题,提出一种基于扩展酉矩阵束算法的优化设计算法。首先建立以阵元位置和多组激励为变量的多方向图联合稀疏优化模型,并利用期望方向图采样数据构建Hankel块矩阵。然后通过centro-Hermitian化处理和酉变换将采样矩阵从复数域转换到实数域,舍弃实矩阵中较小的奇异值对可重构线阵进行稀疏。最后通过对等价矩阵束的广义特征值分解估计稀布阵元位置,进而得到每个方向图对应的激励。仿真验证了该方法能够以阵元非均匀稀疏分布的阵列形式有效实现多个方向图的精确重构。     

基于双摄像机的立体视觉图像预处理研究

针对立体图像对的亮度差异问题和图像噪声问题研究图像的强化处理,图像预处理主要完成图像对极线校正和图像质量增强.极线校正部分以对极几何为基础研究立体图像对的校正算法.图像质量增强部分主要研究了立体图像对特有的亮度差异问题,并提出了应用直方图均衡化来校正亮度的方法.之后本文对图像噪声进行了深入的分析,并针对立体图像特点使用均值滤波和Gauss滤波平滑图像.在实验中,验证了算法的可行性,取得了良好的应用效果.     

基于视觉的模型烧蚀形貌实时测量方法

针对电弧风洞试验时模型烧蚀形貌实时的变化问题,使用数字散斑相关结合双目视觉的方法直接测量得到了模型烧蚀过程的形貌变化历程。利用散斑相关来进行图像数据的处理,同时综合了亚象素相关算法。通过测量获得了模型烧蚀过程的形貌实时变化情况。标定结果表明标定精度达到了0.02 mm;试验结果表明,测量方法可以为分析平板模型随烧蚀时间变化而变化的特性提供有效的试验数据。     

基于最优误差动力学的时间角度控制制导律

针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。     

直升机抛射物体平衡及稳定性分析

基于部件级建模理论建立了建立直升机-外挂装置系统六自由度飞行动力学模型。对所建模型进行了配平计算,与参考数据进行了对比。计算分析了不同速度下采用不同方式抛射物体时直升机的稳定性。结果表明,单侧抛射由于反冲力不对称,抛射物体对于直升机的滚转角和横向周期变距有显著的影响;随飞行速度增大,抛射物体对于直升机横向荷兰滚模态稳定性影响增大,当前飞速度达到50m/s以上时,荷兰滚模态演变为两个发散的非周期模态,稳定性明显变差,直升机应在较低速度下抛射物体。