简介：针对中低精度捷联惯测装置提出了一种实用的不开箱条件下的标定方法.该方法所需测试设备简单,用一套精度较高的惯测装置来标定低精度的惯测装置.文中给出了一套六位置测试方法,理论分析表明,该方法通过最小二乘法能有效的分离了陀螺和加速度计的各项误差.

简介：反推力装置能显著减小现代涡轮风扇支线飞机的着陆滑跑距离，也会影响到飞机的操稳特性和发动机进口流场特性，如果不能很好地和飞机进行匹配设计，则可能危及飞行安全．文章对某型尾吊布局民机全机着陆叶栅式反推力装置打开构型进行了CFD数值模拟，并对发动机反推装置打开与全机的匹配问题进行了评估，结果显示，Mach数0．09可作为该型民机反推装置安全使用的截止速度．

简介：旋转爆震涡轮发动机正获得广泛的关注,但旋转爆震燃烧室出口存在着高频的压力波动,压力波动会降低涡轮的工作效率并减小涡轮的工作寿命.基于旋转爆震波的传播特点,开展了旋转爆震燃烧室与涡轮导向器组合结构的实验研究.燃料为H_2,由位于燃烧室前端的120个小孔喷入燃烧室;氧化剂为空气,由径向环缝喷入燃烧室.在燃烧室内起爆旋转爆震波后,爆震产物直接流入导向器内.研究结果表明,随当量比的增加,燃烧室内爆震波的传播速度呈先增大后减小的趋势.在导向器出口仍存在与燃烧室内旋转爆震波同主频的振荡压力,但相对于导向器前的振荡压力,出口压力振幅减小了约64%.旋转爆震波传播速度的相对偏差先减小后增大,并且爆震波传播越稳定,其速度损失越小.

简介：在非线性、非高斯条件下进行动基座传递对准，如果采用卡尔曼滤波会出现误差较大甚至发散的问题。本文引入强跟踪自适应滤波器，建立对估计误差的一步预测方差PK/K-1的加权算法，来达到抑制噪声的目的；同时，针对初始对准对准精度与快速性的要求，建立了动基座传递对准精确的非线性滤波模型。通过计算机仿真，模拟了飞机机动模式，验证所提滤波器的可行性。最后，通过与扩展卡尔曼滤波的比较，说明非线性强跟踪自适应滤波器在对准精度与速度上都有更好的表现。

简介：提出了一种利用旋转载体自身的旋转作为驱动,从而敏感旋转载体横滚或俯仰的角速率传感器模型,并运用陀螺力学理论建立传感器的动力学方程、求得解析解,对传感器进行动力学误差分析.

简介：大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.

简介：报导了提高压电射流角速度传感器性能的途径.通过改进结构和工艺提高了压电射流角速度传感器的零位重复性、稳定性,减低了交叉耦合.实验结果表明:零位重复性从原来的0.2(°)/S提高到0.1(°)/S,交叉耦合从原来的2%减小到1%.

简介：光学目标模拟器是光学成像制导仿真系统中的关键设备之一。本文在介绍圆弧导轨式和框架式两种光学目标模拟器机械结构方案的基础上，详细分析了框架式机械结构的诸多优点。最后，总结了框架式目标模拟器研制中的一些关键技术

简介：飞行器再入大气层时的姿态稳定性事关飞行安全,是气动设计的关键问题之一.文章采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了钝体和细长体两类航天飞行器再入过程单自由度俯仰运动失稳问题.研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有1个配平攻角,随Mach数降低,其配平攻角处的俯仰姿态失稳一般对应于Hopf分叉,并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态;如果再入时随着Mach数的降低,其配平攻角由1个演化至多个（一般为3个）,其配平攻角处的俯仰姿态失稳形态将更为复杂,可能发生鞍结点分叉形态的刚性失稳行为;随Mach数的进一步降低,其俯仰运动还可能进一步发生Hopf分叉和同宿分叉.

简介：文章以飞行器巡航外形为设计对象，构建了一种新的飞行器的气动和结构特性评估方法，即结构模型反迭代方法．该方法较传统的松耦合静气动弹性方法效率提高了4倍以上．以此为基础建立了一种新的飞行器气动／结构耦合多学科优化设计框架，将优化效率提高4倍以上．采用数值求解N—S方程和结构有限元方程方法作为气动和结构学科的分析工具，保证了设计结果的可信性．算例表明以巡航外形作为设计对象能够获得与传统方法一致的飞行器气动与结构特性，以此为基础开展的无人机气动外形优化设计也获得了良好的设计结果．

简介：本文介绍一种非跟踪式的由微处理器控制的轴角转换器的原理，对比分析了它与跟踪式轴角转换器的性能及特点。并附例供验证及参考。

简介：针对多飞行器协同拦截机动目标过程中的目标状态估计问题,提出了一种多飞行器对目标加速度的一致性协同估计方法。构建了多飞行器分布式协同估计结构,将扩张状态观测器和一致性理论相结合,设计了分布式协同一致性估计器。利用扩张状态观测器对目标状态进行估计,在此基础上利用一致性理论为各飞行器设计协调控制量,通过局部信息交换使得各飞行器得到一致的估计值,实现对目标加速度的精确估计。利用稳定性判定理论对一致性估计器的误差和收敛性能进行了分析,并将设计的一致性协同估计方法应用到协同拦截系统中进行了仿真验证。仿真结果显示,在不同的目标机动形式下,对目标加速度估计误差始终小于0.5m/s2,因此设计的一致性估计方法能够实现对目标加速度的精确估计,且具有较强的鲁棒性。

简介：针对非合作航天器的相对导航问题,提出了一种利用点云矩形面特征测量非合作航天器位姿的方法。首先从点云数据中提取矩形面;然后根据矩形面点云数据计算出点云分布矩阵,通过特征值分解求出相对位置和姿态,并解决了因矩形面对称而产生的多解问题;最后设计了卡尔曼滤波器,确定目标星与追踪星的相对位置参数以及目标星的姿态、角速度。仿真结果表明：相对位置的估计精度优于0.005m,目标星姿态精度优于0.1°,验证了该方法的有效性。

简介：针对用于快速传递对准的卡尔曼滤波器阶数高，计算量大，滤波更新率低，鲁棒性差及对准精度不高等问题，提出采用联合强跟踪Kalman滤波器进行快速传递对准。文中设计了联合强跟踪Kalman滤波器的结构和算法，同时利用改进的Elman网络进行信息分配系数的自适应调节，以实现融合信息在各子系统中的自适应分配。仿真结果表明，该滤波器不仅提高了解算速度，而且提高了系统鲁棒性和对准精度。

简介：微惯性系统由于成本低,可靠性高,尺寸小等等优点成为目前研究的热点。但是微惯性系统不能提供正确的航向角,所以无法单独完成初始对准。而仿生偏振光传感器通过计算可得到航向角,并且偏振光传感器的误差不发散可以抑制微惯性器件的误差发散,所以把偏振光传感器和微惯性系统进行组合有很多优点。实验结果验证了偏振光导航传感器的数据是不发散的,并根据偏振光导航传感器提供的航向角完成了初始对准。在导航状态中,里程计用来提供水平速度,并通过卡尔曼滤波将偏振光导航传感器、微惯性系统和里程计组合。最后,通过实验验证了该组合导航系统的可行性。

简介：双天线GPS提供的载体姿态信息与惯性导航系统信息进行融合可提高组合导航系统的性能。由于在实际应用中,GPS接收机可能会受到某种干扰无法提供舰船航向信息,从而降低传统卡尔曼滤波器的性能。因而提出了一种新的基于模糊逻辑控制的自适应卡尔曼滤波器。改进后的卡尔曼滤波器使用两个模糊逻辑控制器来调整两个系统的组合模式,并且根据卡尔曼滤波器的内部状态、GPS工作状态和舰船运动状态来计算卡尔曼增益。通过使用INS和GPS的实测数据验证,这种基于模糊逻辑控制的自适应卡尔曼滤波器能有效的提高INS/GPS组合导航系统的性能。

简介：基于非结构/混合网格、耗散自适应2阶混合格式以及脱体涡模拟(detachededdysimulation,DES)方法开展了现代战斗机模型复杂分离流动的数值模拟,并与有限的平均气动力试验数据进行了对比,结果表明计算具有合理性,在此基础上进一步应用本征正交分解(properorthogonaldecomposition,POD)和动力学模态分解(dynamicmodedecomposition,DMD)方法对数值模拟流场的非定常特性进行了对比分析.研究表明飞行器背风区流场由一对边条涡的螺旋运动主导,旋涡破裂前在横向空间截面上流场是中性稳定的,同时主涡核的运动是多频耦合的.POD和DMD的对比分析则表明:两者模态配对的方式不同,但主要模态之间具有一定相关性;POD模态中包含多种频率的运动,而且能量较集中于主模态,流场重构效率更高;DMD则将流场的主要特征运动提取为一些单频模态的组合,同时能够给出模态的稳定性.

简介：为了提高水下航行器组合导航系统精度和可靠性,针对水下航行器组合导航系统量测噪声统计特性随实际工作环境的不同而变化的特点,提出了基于模糊自适应联邦卡尔曼滤波的水下组合导航算法。通过监测理论残差与实际残差的协方差的一致程度,应用模糊系统不断调整滤波器的增益系数,对子滤波器进行在线自适应调整,从而实现导航状态的最优估计滤波。通过对联邦滤波器信息分配系数模糊自适应调整,减少了滤波计算量,提高了滤波实时性。软件仿真实验结果表明：模糊自适应滤波可以有效地提高水下航行器组合导航系统的精度和可靠性,提高导航滤波实时性,克服传统的滤波算法的缺点与不足。

简介：沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一．利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性，重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律，对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨．结果表明，涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布，进而减小附面层厚度，降低附面层影响；涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度，安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响．基于计算结果初步设计了可用于2．4m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器，在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66％左右，对核心流Mach数影响小于0．003，为涡流发生器的实际应用提供了依据．

简介：使用高阶间断Galerkin（discontinuousGalerkin,DG）方法求解双曲守恒律方程组时,非物理效应常常导致计算过程的中断,这在很大程度上制约着该方法在计算流体力学中的应用.文章结合局部单元上原始流动变量的Taylor展开,设计了一种新型的限制器,通过对各阶空间导数的重构,有效地消除了非物理振荡的不利影响.对二维Euler方程的计算结果表明,该限制器不仅能够捕捉高质量的激波,而且能够保证残值的有效收敛.