Time-of-Flight透散射介质成像技术综述

Time-of-Flight (ToF)成像是利用光在目标和相机之间的飞行时间来获取场景的深度信息,具有体积小、成本低、实时成像等优势。在散射环境中,由于散射介质对光的散射作用,ToF成像受到多径干扰的影响,深度测量误差较大,限制了ToF相机在散射场景中的应用。ToF透散射介质成像技术是校正因散射光引起的多径干扰效应,从传感器接收到的混叠信号中分离出目标分量,实现散射场景中的深度信息恢复,其在雾天自动驾驶、水下勘测、生物医学等领域具有广阔的应用前景。依据ToF成像系统的不同,详细介绍了PL-ToF和CW-ToF成像的基本原理,阐述和分析了散射场景中ToF稳态成像和瞬态成像的机理和特点,分别回顾和总结了ToF稳态成像和瞬态成像的透散射介质成像研究现状,并介绍了ToF透散射介质成像的应用前景,最后依据现有ToF透散射介质成像技术的优缺点,对未来发展趋势进行了展望。

机动飞行下磁流变阻尼器-转子系统动力学特性

航空发动机在机动飞行过程中,工作条件非常恶劣,飞行过程会产生不规则的瞬态振动,易引发故障。采用有限元法建立机动飞行下基于双线性本构方程的磁流变阻尼器-转子系统有限元模型,并利用Newmark-β数值方法进行求解,研究转子系统在机动飞行过程中的动态特性。在此基础上,考虑磁流变阻尼器作用,研究其对冲击载荷下转子系统瞬态及稳态响应的影响。结果表明,机动飞行开始和结束瞬间会产生瞬态冲击,激发转子系统一阶模态响应。在合适的电流作用下,变阻尼器可以有效抑制机动飞行过程中转子系统瞬态及稳态响应。此外,在机动飞行下,由于轴颈离心率较大,易导致磁流变阻尼器产生非线性行为。

一种收放后缘襟翼的瞬态补偿方法

本文研究了飞机收起/放下后缘襟翼产生瞬态的原因,提出了一种根据后缘襟翼偏度信号同步偏转平尾的瞬态补偿方法,进行了六自由度仿真分析,并邀请飞行员进行了地面飞行模拟试验。仿真分析和试验验证结果表明,该方法可有效减小收放后缘襟翼的瞬态。

多策略灰狼算法在WSN上的覆盖优化研究

针对随机部署无线传感网络出现的覆盖率低的问题,提出了一种多策略灰狼(MSGWO)算法的无线传感网络覆盖优化方法。首先,为平衡全局与局部搜索,提出双曲正切的非线性收敛因子;其次,采用差分变异重构包围步长来降低算法陷入局部最优的概率;然后,为加快算法的收敛速度与精度,利用瞬态搜索优化方程更新灰狼位置;接着融合莱维飞行策略增加空间搜索多样性;最后,引入边界越位策略避免灰狼个体越界重定位问题。仿真结果表明,MSGWO算法相比SSA、LGWO、PSO和PSOGWO算法的平均覆盖率增量分别为12.52%、6.054%、7.53%和3.45%,该算法具有较高的平均覆盖率和更优的节点分布状态。

龟兹矿业老空区积水勘探技术研究

为了解决传统高密度电法剖面测量效率低、精度差的不足,龟兹矿业提出了一种新的基于半航空瞬变电磁法的老空积水勘探技术,利用无人飞行系统和电性源瞬变电磁系统实现了对探测区域的航空瞬变电磁勘探,对半航空测量装备及测量流程进行了分析。结果表明新探测技术的总均方相对误差减少了11.4%,探测速度比传统方案提高了2.1倍。

飞行高度同时反演的固定翼航空瞬变电磁一维反演

航空电磁测量记录中,不仅感生电动势测最数据有观测误差,而且高度计测量数据也有误差,直接进行常规反演往往导致反演结果不可靠,研究飞行高度数据有误差下的反演算法具有实际意义.本文以层状模型的固定翼时间域航空电磁多分量理论响应数据为例,提出了两种针对飞行高度计记录数据有误差时的正则化反演算法,一个是自适应正则化反演方法,另一个是约束优化反演方法,结合光滑化模型约束方式,将飞行高度作为一个待反演参数与电阻率参数一并反演,以获得更可靠的解释结果.第一种算法侧重于已知的地电信息相对较少的一般情况下的反演,只要给定初始飞行高度值和初始均匀半空间模型的电阻率值,即可稳定地同时重构地下介质电阻率和飞行高度.反演中正则因子由自适应的方式获得,并用奇异值分解法解反演方程.而第二种算法则用于先验信息较多的特殊场合,可事先设定反演模型参数及飞行高度参数的上下限范围,并通过有限内存拟牛顿约束优化方法搜索可行域里的最优解.用多层介质模型的理论响应数据加入不同水平噪声后进行反演试算,对使用不同飞行高度初值和不同约束参数时的反演结果作对比分析.结果表明,无论飞行高度值偏高或偏低,两种算法均能稳定有效地重构地下介质电导率分布和飞行高度值,但飞行高度初值不准会降低反演的收敛速度;文章的一个算例显示,在飞行高度初值偏低15 m下,第一种算法在第10次迭代后的解释高度与真值的误差小于0.3 m,第二种算法在参数约束下,第6次迭代以后的各次迭代的飞行高度值在119.4～121 m之间,其平均值与真值的误差不足0.2 m.

悬停及小速度前飞状态下旋翼对机身及平尾气动特性的影响

介绍了一副研究型旋翼 Ｚ９ 机身组合模型在 Ｃ Ａ Ｒ Ｄ Ｃ８ｍ ×６ｍ 低速风洞的试验概况，给出了悬停及小速度前飞时旋翼对机身气动特性的影响，着重讨论了水平尾翼对机身纵向气动特性的贡献。机身横截面上的不对称压力分布测量结果，揭示了旋翼在机身表面诱导的附加横侧向气动载荷的机理。

直升机旋翼的瞬态飞行地面效应流场模拟

发展了一种用于分析地面效应中瞬态飞行状态旋翼流场的理论模型,采用CB3D时间步进自由尾迹格式求解旋翼的尾迹结构,并采用面元法模拟地面对旋翼流场的影响,针对离散数值计算中出现的部分尾迹涡线落入地面下方的非物理现象,引入了"等体积"修正方法对地面下方尾迹节点的位置进行修正。新模型计算结果显示,计算所得到的地面效应中"环流"和"地面涡"等特殊流动现象的位置和涡强与试验图像符合良好,可以反映瞬态飞行旋翼地面效应中的旋翼气动力变化机理。

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡飞行瞬态响应分析

基于多体动力学方法建立倾转旋翼机过渡飞行瞬态响应分析模型,研究过渡飞行状态下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡飞行的多体动力学方程,建立倾转旋翼机过渡飞行状态下时域非定常耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析倾转旋翼机倾转过渡飞行瞬态响应时间历程。数值计算表明:本文建立的时域模型能够快速有效分析倾转旋翼机在过渡飞行时的瞬态特性,能够反映倾转旋翼机旋翼/机翼间复杂的气弹耦合动力学关系。

飞行颤振试验数据处理方法及软件研制

介绍了用脉冲激振进行飞行颤振试验时的数据处理方法及软件研制。讨论了数据预处理方法和时域、频域参数识别方法。证明了时域和频域方法理论上是等价的，但实际应用中，因频域方法可选频段拟合，识别结果比时域方法好。仿真计算和实际应用结果表明该方法和软件是有效的。

倾转旋翼过渡状态瞬态响应分析与试验

基于多体动力学分析方法建立倾转旋翼过渡状态瞬态响应分析模型,研究过渡状态下倾转旋翼非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲的影响,修正了直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程,建立倾转旋翼过渡状态下时域非定常耦合分析模型。以两片桨叶的跷跷板旋翼为例,分析倾转过渡状态旋翼瞬态挥舞响应及旋翼气动力的时间响应历程。利用旋臂式模型机动飞行试验机进行倾转过渡状态下旋翼瞬态拉力的试验研究,试验与理论计算结果表现出很好的相关性。数值计算和试验结果表明:建立的时域模型能够有效分析倾转旋翼过渡状态的瞬态特性;倾转过渡状态旋翼尾迹弯曲对非定常动态入流的影响是显著的,对于倾转过渡状态动态入流尾迹弯曲的修正是很必要的。

多辐射源地空瞬变电磁响应三维数值模拟研究

地空瞬变电磁法结合地面和航空电磁法的优点,可实现探测深度和工作效率的平衡.当前地空瞬变电磁法采用单一线源激发电磁辐射场,仅能从一个侧面与地质体耦合,难以获得地质体的全息影像.采用多辐射源是解决这一问题的途径.本文采用三维矢量有限元法对两个不同地质体多个辐射源情况下的地空瞬变电磁响应开展了模拟研究,分析了多辐射源在不同辐射方向、不同飞行高度电磁响应的分布特征.研究表明,由多辐射场源作为地空电磁法的发射源,通过分散布设的线源,可以在地下激发与地质体多方位耦合的电磁场,能够获得地下地质体多方位不同高度情况下的耦合信息.同时,多辐射场源能够增强源电磁场的辐射强度,减少单一线源体积效应影响,飞行高度较低时可获得较强的响应幅值,研究结果为多辐射地空瞬变电磁法深部精细探测提供理论依据.

辅助动力装置的稳态和过渡态特特性性试试飞

由于直升机本机负载消耗能力有限,在原装机条件下无法对某型辅助动力装置(APU)按照研制总要求规定的性能指标进行全面的试飞验证,针对该问题本文详细设计了一种基于加装电负载装置和原机引气负载的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞方法,并开展了引气负载、电负载以及组合负载下的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞。试飞结果表明,该型辅助动力装置在各稳定工作状态和负载加、减载过渡态过程中工作稳定,参数跟随良好,转速控制精度满足GJB 3971要求;采用电负载装置和本机引气负载相结合的方法将辅助动力装置试验排气温度增幅提高了100℃以上,有效拓展装机状态下辅助动力装置稳态和过渡态特性的可试功率状态上限和功率变换范围。

飞行控制系统模态转换瞬变抑制技术的研究

一、引言 多模态飞行控制系统需要解决的特殊课题,一是模态转换技术,使驾驶员根据任务需要由按钮任意切换模态;二是对模态转换时所引起的瞬变幅度进行有效地抑制,限制转换时的舵面跳变,从而抑制由此而引起的过载变化。特别是当转换前后的两模态不同步工作时,更应抑制瞬变过程,以避免余度系统监控算法的误切除。笔者在文献的基础上着重研究并提出了几种数字飞行控制系统模态转换瞬变抑制方法,经数模混合仿真表明,本文提出的这些方法是有效的。

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力、应变、结构膨胀量等高温力学性能参数 ,须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有的变化复杂、高度非线性、瞬变、强耦合的特点 ,将模糊控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速。

基于非仿射模型的高超声速飞行器预设性能控制器

针对高超声速飞行器非仿射模型提出预设性能控制方法,设计了一种新型预设性能函数来保证控制器的动态性能和稳态性能,通过构造误差转化函数将最初的受限系统转化为等效的不受限系统来简化控制器设计.将高超声速飞行器纵向动力学模型分解为速度和高度子系统并分别设计控制律.对于高度子系统,使用高阶跟踪微分器对误差进行估计,引入模糊函数对未知项进行逼近,避免了反演控制中的反复求导;对于速度子系统,直接根据预设性能函数设计比例积分控制器.所设计的控制律在参数不确定和干扰的情况下保证了期望的动态性能和稳态精度,同时降低了计算量.最后,通过仿真实验验证了控制器的有效性.

基于飞行试验数据的双转子航空发动机加减速瞬态模型辨识

为辨识航空发动机飞行过程中加减速瞬态模型,通过对某型航空发动机慢车至中间以及中间至慢车过程的飞行试验数据进行分析整理,将发动机上述加、减速过程简化为静态参数预测过程,利用3层前向人工神经网络,建立了某型发动机加、减速瞬态过程中的发动机关键参数预测模型,对发动机参数预测模型预测结果与飞行试验记录数据进行了对比分析,同时利用额外的飞行试验数据验证了辨识模型的泛化能力。结果表明:辨识得到的发动机模型在油门杆稳定时参数预测相对误差不超过3%,在油门杆动作期间参数预测相对误差不超过5%;验证点上辨识模型参数预测误差不超过3%。证明该型发动机参数预测模型可以很好地预测发动机瞬态过程中的参数变化情况。该方法为建立发动机其他状态的加、减速过程参数变化模型奠定了基础,也能为建立全包线范围内发动机瞬态参数预测模型提供参考。

高超声速飞行器预设性能反演控制方法设计

为解决吸气式高超声速飞行器的飞行控制问题,提出了一种新型预设性能神经反演控制器设计方法。通过构造预设性能函数,保证速度跟踪误差和高度跟踪误差能够按照预设的收敛速度、超调量及稳态误差收敛至期望的区域,同时满足系统预设的瞬态性能和稳态精度。在反演控制设计结构下,引入径向基函数(RBF)神经网络对模型未知函数及不确定项进行逼近,提高了控制系统的鲁棒性。引入的RBF神经网络中仅有一个参数需要在线更新,有效提高了控制准确性,避免了通常反演控制方法中经常出现的"微分膨胀问题",并降低了计算量。通过仿真实验验证了所设计控制系统的有效性和可行性。

基于试飞数据的航空发动机加力瞬态过程模型辨识

为了对某航空发动机慢车至最大以及最大至慢车加力瞬态过程的工作状态进行监控,在该发动机实际飞行试验数据基础上,基于三层前向人工神经网络,辨识得到了该型发动机加力瞬态过程模型,对模型预测精度进行了分析讨论,利用额外的飞行试验数据对模型进行了检验。结果表明,辨识模型能够指示加力燃烧室工作状态,模型计算模拟参数与实际飞行试验数据吻合良好。该辨识模型可应用至该型发动机飞行试验的实时监控中,也可为其他型号发动机模型辨识提供参考。

基于试飞数据的发动机瞬态过程预测模型

针对发动机瞬态过程的趋势监控需求,基于某型发动机飞行试验数据,采用人工神经网络建模方法,建立了该型发动机瞬态过程预测模型,并利用飞行试验数据对模型进行了验证。结果表明:模型预测结果与飞行试验数据相对误差最大值小于5%,预测结果精度较高,建模方法正确,可以用于该发动机飞行试验趋势监控,也可为其它型号发动机建模提供参考;神经网络内部神经元数量对于模型预测精度影响较大,内部神经元数量应根据最简单神经网络结构及最高模型预测精度的准则进行确定。