误差状态卡尔曼滤波的视觉惯性自适应融合定位方法研究

头盔瞄准具(HMS)是近年来新一代战斗机飞行员的辅助瞄准设备,能够帮助飞行员增强战场态势感知能力,对敌方目标进行快速、精准打击。其能正常工作的关键是获取飞行员头部相对于运动飞机的姿态参数。本文结合头盔瞄准具这一应用场景研究了视觉组合姿态测量关键技术。视觉惯性组合定位能够实现目标位姿测量方法的优势互补,而由于标称噪声矩阵无法绝对准确预测,融合算法的鲁棒性、精度有待进一步提升。针对这一问题,本文提出一种误差状态卡尔曼滤波框架下基于变分贝叶斯推断的视觉惯性自适应融合方法。首先,对于过程噪声使用逆威沙特(Wishart)分布进行建模,之后通过引入隐变量分解一步预测协方差,并结合变分贝叶斯推断实现了对过程噪声协方差矩阵的在线估计。试验证明,在复杂运动及标称噪声协方差矩阵偏移较大的测量条件下,所提位姿测量算法具有较高的精度与鲁棒性,能够完成对靶标的快速、高精度跟踪。

金属表面微结构对CFRP/TC4界面黏结强度的影响分析

CFRP/TC4异质材料黏结界面主要由金属表面、黏结剂以及复合材料表面组成,该界面是异质材料融合构件的核心部位,其界面黏结强度的优劣,对该类异质材料融合构件的长寿命和高可靠性会产生显著影响。本文主要针对TC4金属表面微结构对界面黏结强度的影响进行研究,基于Abaqus建立剪切力作用下的重叠黏结有限元模型,确定优选后的三角形结构主要参数为宽度、高度以及开槽方向与剪切受力方向之间的夹角,进而采用响应面Box-behnken法设计仿真试验并建立金属表面微结构与界面切应力之间的映射模型,并基于方差分析验证了该模型的有效性。通过该研究,揭示了金属表面微结构参数对界面切应力的影响规律。

通信约束下UAV集群协同拦截任务分配算法

针对多无人机协同拦截多机动目标的任务分配问题,同时考虑到真实战场环境中存在的通信约束以及探测范围约束条件,本文提出了分步一致性拍卖算法(SCBAA)。首先,对真实战场环境中存在的通信约束以及探测范围约束等问题进行了描述分析,构建了多无人机协同拦截任务分配模型,设计了综合效能函数以及相应约束条件。其次,为解决多无人机协同打击单一目标的不平衡任务分配以及冲突消解问题,将原任务分配过程分为主要任务分配以及次要任务分配两部分,通过多次拍卖以及冲突消解实现多无人机对单一目标的任务分配。仿真结果表明,该算法可有效解决通信约束条件下的分布式多无人机协同拦截问题,并适应动态环境中任务分配对实时性的要求。

涡轮起动机中斜撑离合器的瞬态冲击与楔合特性研究

将稳态楔合拓展至瞬态冲击是深入研究斜撑离合器正向设计的重要组成部分。本文从机械动力学理论出发,关联输入输出端载荷与响应特征,建立斜撑离合器冲击受载微分方程,揭示出离合器由瞬态楔合至稳态传动过程蕴含的动力学原理和一般规律。在此基础上,推导出斜撑离合器内外传动轴的综合应力分析模型,并提出运用接触应力、综合应力和楔角等指标整体考察离合器传动性能的校核方法。最后以某常见离合器部件为例,从理论计算和仿真分析两方面模拟了涡轮起动机环境下的短时受载工况,验证了本文原理和分析模型的有效性,因而对此类离合器的设计与校核分析具有重要意义。

无人机集群对抗决策算法研究综述

无人机集群博弈对抗已经成为未来战争的发展趋势,无人机对抗决策算法的选择对提升无人机集群作战能力至关重要。本文深入探讨了基于规则的、基于博弈论的和基于神经网络的三大类无人机集群博弈对抗决策算法,并对它们的优势和局限性进行了全面分析与总结。在此基础上,提出将“基于多智能体强化学习的信用分配模型”和“基于角色的多智能体强化学习模型”应用于无人机集群博弈对抗的研究思路。最后,强调了选择适当的决策算法对于提高无人机集群作战效能的重要性,并为未来无人机对抗决策的发展提出了有益的建议,为相关领域的研究和应用提供了深入见解。

飞机壁板装配偏差传递与演变及其优化方法

壁板的装配准确度直接影响飞机的气动力特性,在装配过程中受到夹紧力、铆接力、回弹力、装配顺序等影响,壁板将发生不同程度的变形,装配变形与零件偏差、夹具偏差等相互耦合,导致壁板最终的装配准确度难以预测和控制。针对以上问题,本文对壁板装配过程中偏差的传递与演变规律进行研究,构建了壁板装配偏差传递与演变的刚柔混合模型与壁板装配准确度的评价准则;采用确定性分析法计算壁板的刚性定位偏差,并通过建立多步夹紧和不同长桁装配顺序下的偏差状态空间模型,揭示了壁板装配过程中偏差的演变规律,实现了壁板装配偏差的准确预测;提出了基于代理模型和智能优化算法的长桁装配顺序稳健优化设计方法,通过装配顺序优化使壁板的装配质量得到了整体提升。

用于三维机织物预成形变形预测的各向异性超弹性本构模型

随着三维机织物逐渐广泛应用在航空发动机叶片、机匣等复杂曲面结构的制造方面,预测三维碳纤维机织物在曲面结构制造的预成形过程中的复杂变形行为对提升纤维结构的成形质量具有重要意义。基于连续介质力学理论,本文提出一种各向异性超弹性本构模型描述三维机织物在成形过程中由于大变形所引起的各向异性力学变形行为。通过三维机织物的变形试验,建立了应变能密度函数,获取了三维机织物材料参数,并通过偏轴拉伸、半球冲压预成形有限元仿真与试验对比,验证了本文提出的超弹性本构模型的有效性。超弹性本构模型的提出可对三维机织物成形的有限元仿真模型与成形工艺优化设计起指导作用。

基于数据驱动的机动目标跟踪

目标跟踪是进行目标精准打击的关键,特别是对于机动目标的精确跟踪可以提高对目标状态的估计精度,从而实现目标的精确打击任务。针对机动目标跟踪问题,基于神经网络理论,本文提出了基于数据驱动的机动目标跟踪算法。通过生成大量不同机动方式运动的飞行数据,建立目标机动的数据样本库,采用基于双向输入的深度神经网络,对大量不同的机动飞行数据进行训练,生成不同机动轨迹的模型,通过轨迹序列数据与不同机动模型匹配,实现对任意机动目标的运动轨迹预测,进而实现对机动目标的跟踪。仿真结果验证了基于数据驱动进行目标跟踪算法的有效性,提供了机动目标轨迹预测的新思路和新方法,提升了轨迹预测的时效和精度。

航空机载液氢储罐绝热性能及轻量化研究

对航空机载液氢储罐进行绝热结构的绝热性能及轻量化综合研究是提高飞机续航能力的关键解决路径。本文以液氢储量为1450kg的液氢储罐为例,对泡沫/冷屏复合绝热结构(SOFI/VCS)及变密度多层真空夹套绝热结构(VD-MLI真空夹套)进行绝热及轻量化对比研究。当两种绝热结构的绝热性能一致,储罐日蒸发率≤4%时,VD-MLI真空夹套绝热结构重量相较于SOFI/VCS复合绝热结构减轻50%,此时适合采用双胆储罐结构;当储罐日蒸发率增大到6%左右时,两种绝热结构的重量相差较小,SOFI/VCS复合绝热结构仅比VD-MLI真空夹套绝热结构重约50kg;而当储罐的日蒸发率>7%时,SOFI/VCS复合绝热结构在轻量化方面更具优势,此时储罐宜采用单壁结构,且日蒸发率越大,单壁储罐轻量化优势越明显。本文通过探究两种绝热结构绝热性能与重量的对应变化规律,为航空机载液氢储罐绝热结构及轻量化的方案设计提供理论依据,同时为液氢的高效长时间存储技术发展奠定一定的基础。

火箭橇滑块高速重载磨损行为的研究进展

火箭橇试验是高超声速技术领域的技术基础,已成为世界范围内高端装备博弈的热点之一,开展火箭橇系统的运维与损伤控制研究尤为重要。作为火箭橇与火箭滑轨连接的纽带,滑块是火箭橇试验在高速重载工况下可靠服役的关键。火箭橇滑块在特定服役工况下的磨损,威胁着火箭橇试验系统的可靠运行和长寿命服役安全,更是制约火箭橇发展和应用的主要技术瓶颈。因此,开展火箭橇滑块高速重载磨损行为研究具有重要的理论价值和工程意义。本文首先介绍了国内外火箭橇试验系统的发展沿革与现状;进而,基于试验、模拟仿真、试验与模拟仿真结合,综述了火箭橇滑块高速重载磨损行为的研究进展。最后,着眼于模拟手段、高性能新型金属材料设计与制备、表面防护涂层等展望了解决火箭橇滑块磨损的可行途径,旨在为极端工况下材料服役损伤行为与控制技术提供借鉴与参考。

非侵入式翼伞组提带张力测量传感器的设计

实时掌握并安全稳定地测量翼伞组提带张力大小,探究组提带张力与翼伞姿态的反馈关系,对翼伞研究非常重要。为解决目前翼伞组提带张力传感器量程小、结构复杂,以及破坏组提带结构等问题,本文设计了一种体积小、易于安装和拆卸、对翼伞组提带结构无破坏的双臂梁旁压式大量程张力传感器。本文使用SolidWorks对传感器弹性体进行建模,并使用ANSYS有限元分析软件对其进行静力学分析与模态仿真分析,通过分析结果对传感器弹性体模型的结构进行调整优化,从理论上证明传感器弹性体结构设计的合理性。设计了以STM32为主控芯片的信号采集系统,完成张力信号的采集、数据处理和数据存储等功能。使用拉力机对设计的翼伞组提带张力传感器实物进行多次测试,试验结果表明所设计的张力传感器具有高结构强度、高精度、良好的线性度以及重复性,满足对翼伞组提带张力的无损测量需求。

共轴高速直升机/发动机交联控制方法研究

针对常规的旋翼总距前馈方法难以有效实现共轴高速直升机/发动机快速交联控制的问题,本文提出并设计了适用于共轴高速直升机/发动机的新型交联控制方法。首先,基于共轴高速直升机/发动机综合仿真平台,揭示不同运行工况下,共轴双旋翼、推力桨操纵输入、发动机燃油输入变化规律;其次,在此基础上,提出了综合考虑共轴双旋翼、推力桨桨距的增益自调节交联控制方法,并针对不同的运行工况,开展了数值仿真验证。结果表明,在中等、高速度飞行时,相比于常规的旋翼总距前馈,新型交联控制方法可使动力涡轮转速的超调与下垂量减小36%与70%,可使直升机/发动机快速交联控制品质更优,进一步提升直升机/发动机综合系统的控制品质。

基于ADRC和模型预测控制的直驱伺服阀振荡抑制研究

直驱伺服阀因构造简单、抗污染能力强、输出功率大等突出优势,逐渐扩展其应用场景。作为飞控系统的关键部件之一,电液伺服阀的特性与可靠性直接关乎飞行性能与安全。本文针对某型航空用双系统直驱伺服阀存在的阀芯振荡问题,探究基于方法的伺服阀振荡抑制策略。建立了该直驱伺服阀系统的部件级数学模型,并与突变液流力模型联合运算;设计了自抗扰控制器(ADRC)和模型预测的复合控制方法,并与传统比例积分微分(PID)控制方法进行仿真对比。结果表明,ADRC和模型预测的复合控制方法对直线电机电流的高频小范围调节可有效抵消突变液流力对阀芯运动的影响,从而为直驱伺服阀在复杂受力环境下的控制器设计提供理论参考。

基于MPL-CS自适应反步法的过失速机动控制

超机动能力仍是未来飞机的重要性能指标,而过失速机动控制的效果将成为决定近距空战胜负的关键。本文提出了一种基于最小参数学习和布谷鸟搜索(MPL-CS)的自适应反步法的过失速机动控制方法,以解决先进布局飞机过失速机动中严重的非线性、耦合性和迟滞性等导致的鲁棒性差和控制精度低等问题。首先,基于一套完整的先进布局飞机缩比模型大振幅振荡风洞试验数据,在给定的建模精度目标下,通过改进极限学习机(ELM)方法,建立了大迎角下先进布局飞行器精确的非定常气动模型。其次,设计了一种基于MPL的自适应反步法,以减少需要优化的参数数量。在不确定性和模型扰动的影响下,结合串接链分配方法完成了分配设计。基于CS方法对MPL下自适应反步控制律的关键参数进行了优化。最后,经典的眼镜蛇机动仿真结果表明,该方法的控制精度高于传统的基于MPL的自适应反步方法,且充分考虑了工程的实际需求,控制精度高、鲁棒性强。该方法为未来先进布局飞机的过失速机动控制提供了理论支撑和技术路径。

基于模型跟随自适应控制的电液位置伺服系统重构控制

航空机电系统中电液位置伺服系统(EHPSS)组件故障易引发连锁反应,对此,本文提出了一种基于模型跟随自适应控制的重构控制器。首先,根据电液位置伺服系统的组成结构、工作原理以及典型组件故障机理,分别建立其标称模型与故障模型;然后,结合模型跟随理论与Lyapunov稳定性理论,设计了模型跟随自适应重构控制器,该控制器不需要故障先验信息,仅根据故障系统的状态与参考模型状态之间的广义误差,在线调整自适应控制器参数,使得当时间趋向无穷大时,广义误差信号逐渐收敛于零,不仅可以保证系统的稳定性,还具有自适应速度快的优点;最后,通过多种故障情况下的位移跟踪试验,验证了该重构控制方法的重构控制能力和鲁棒性。本文所提出的建模与控制方法对于机电系统重构控制的未来研究具有参考价值。

太赫兹多层平面透镜天线的分层制造技术研究

现代信息科技的飞速发展对雷达系统提出了更高的要求,太赫兹(THz)雷达凭借其特殊的电磁特性在航空航天军事应用方面有着广阔的应用前景。高增益天线作为雷达系统的关键组成部分,在太赫兹波段的研究正受到高度关注。当天线工作频段高达1.0THz左右时,适用于低频器件的常规加工方法往往难以满足设计需求,限制了其进一步应用。本文提出并设计了一种基于UV-LIGA工艺的太赫兹多层平面透镜天线的分层制造方法,为提高透镜区域厚度均匀性,在外缘添加了片内辅助阴极作为装配区,经验证,厚度均匀性提高了33.08%。开展阶梯式电流密度电铸试验,当电流密度按1.5A/dm2、2A/dm2、1.75A/dm2阶梯变化时得到的沉积层具有更低的结合强度和表面粗糙度。透镜天线经过电性能测试,其在0.79~1.03THz范围内取得了良好的增益效果,有望应用于航空航天机载平台以提高雷达系统的识别能力。

SiO_(2)-CIP/PDMS超疏水防除冰涂层的制备及性能研究

结冰是生活中一种常见的自然现象,但当冰层在基础设施或者交通工具等表面积聚时,会不可避免地影响它们的安全运行,进而带来设备失效的风险,甚至产生安全事故。因此,研究材料表面的防除冰机制,制备具有防除冰性能的功能性涂层材料,防止设备表面结冰,有助于提高各种设备的使用可靠性,具有重要的现实意义。受大自然中荷叶超疏水性能的启发,本文从提高材料表面疏水性的角度出发,结合羰基铁粉(CIP)深色金属粒子的太阳光响应性,以聚二甲基硅氧烷(PDMS)为基底,通过向其中引入定向CIP,然后再在其表面修饰SiO2纳米粒子,最终得到具有微纳结构的SiO_(2)-CIP/PDMS超疏水防除冰涂层。结果表明,涂层的静态接触角高达159.7°±2°,滚动角低至2.7°±1°,其延迟结冰时间长达1120s,冰的黏附强度低至78.33kPa。本文所制备的涂层具有优异的超疏水、自清洁和防除冰性能,且具有一定的太阳光响应性,具有良好的户外防除冰应用前景。

迎风格式在水滴欧拉方程数值求解中的应用

数值模拟是研究飞机结冰的重要手段,为获取水滴撞击特性,通常采用欧拉法求解水滴运动方程。液态水含量在空间分布上存在间断,会导致水滴欧拉方程的求解极易发散;若采用一阶格式,虽然稳定性得到提高,但计算精度难以保证满足工程设计需求;有研究者通过添加扩散项以提升收敛性,但会人为增加数值耗散。针对这一问题,本文采用一阶迎风格式对水滴欧拉方程的对流通量进行离散,并通过线性重构与限制器函数保证计算精度达到二阶,建立一种基于迎风离散格式的水滴欧拉方程二阶求解方法。通过对比NACA0012、NACA23012和NLF0414翼型水滴撞击特性计算结果与FENSAP-ICE软件的结果,验证了该方法的有效性与计算精度。

一种分布式电推进飞机的多学科参数快速估计方法

由于分布式电推进飞机综合性能显著,各个学科的交叉性强,是未来航空领域飞行器发展的趋势,因此建立一种适用于总体设计阶段的多学科参数评估方法对分布式电推进飞机的设计有着重大的意义。为了提高电动飞机在初始设计阶段的效率,本文提出了一种分布式电推进飞机的多学科参数快速估计方法。该方法对分布式电推进飞机进行总体建模并搭建能源系统框架,使用基于势流理论的简化气动分析方法对螺旋桨与机翼的气动—推进耦合特性进行分析。经仿真验证,该简化气动模型可以较好地模拟螺旋桨与机翼的气动—推进耦合特性。利用该方法在设定的飞行剖面下对某分布式电推进飞机进行多学科参数快速估计,得到了整个飞行剖面下的飞机气动性能变化及电推进系统的性能变化,为分布式电推进飞机的总体设计提供了支撑。

全电高速无人直升机电池风冷散热能力研究

全电高速无人直升机存在电池功率大、内部空间小等特点,对内部电池的散热能力提出了更高的要求。为研究全电高速无人直升机内部电池模组的散热性能,本文首先利用计算流体力学(CFD)计算不同通风口布置形式下全电高速无人直升机各通风口的流动特性、进气量和阻力;随后基于外流场的计算结果,计算全电高速无人直升机机舱内各电池模组在直升机前飞和悬停状态下的表面散热能力和舱内流场,并分析表面散热能力随进气口格栅下偏角度的变化。计算结果表明,在舱内气流速度和湍流度的共同作用下,直升机舱内上、下层设备舱内电池模组在前飞和悬停状态下呈现不同的变化规律;最后基于各电池模组表面散热能力随进气口格栅下偏角度的变化规律,得出下层通风口进气格栅下偏80°,上层通风口进气格栅下偏20°时,舱内电池模组散热能力最强,为全电高速无人直升机风冷散热方案提供参考依据。