RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。     

升力式再入飞行器再入轨迹优化分析

在充分调研分析国内外轨迹优化方法的基础上,选择直接法将升力式再入飞行器的再入轨迹优化问题转化成参数优化问题,而后采用序列二次规划法来解该参数优化问题,并采用C＋＋语言编写了优化算法,最后进行了再入飞行器的最大射程轨迹优化分析.仿真结果表明,采用本文所述的方法能够对升力式再入飞行器这一类轨迹优化问题进行优化分析,并具有较...     

低升阻比飞行器月球返回再入轨迹特性分析

月球返回再入轨迹特性与低地球轨道再入轨迹特性具有鲜明的不同,为研究此问题,推导建立了再入问题的数学模型并进行了飞行仿真试验,然后对比分析了低升阻比飞行器月球返回再入的轨迹特性.仿真实验表明,再入角对纵程、热流和过载影响显著,较小的再入角能够改善热流和过载环境;倾侧角翻转对纵程、热流和过载均无明显影响,但对横程影响显著,为纵侧向解耦制导提供了依据;最大峰值热流总是出现在一次峰值过载之前,且随着再入速度减小呈明显减小趋势.据此,再入飞行器在初始下降段实现充分有效的减速后迅速跃出大气,可以改善热流环境.     

基于伪谱法的亚轨道飞行器返回轨迹优化设计

在亚轨道飞行器返回轨迹设计中,不仅要研究其可行轨迹的设计问题,还要研究在各种性能指标下的最优轨迹。文章采用伪谱法研究了亚轨道飞行器返回轨迹优化设计问题。为了便于应用伪谱法并加快优化速度,建立了以能量为独立积分变量的动力学方程,并进行了归一化处理,将终端时间自由的优化问题转化为固定积分区间的优化问题。考虑状态约束、控制约束、过程约束以及终端约束,采用伪谱法进行了亚轨道飞行器的返回轨迹优化设计。从算例的仿真结果可以看出,伪谱法可以较好完成亚轨道飞行器的返回轨迹的优化设计任务。     

吸气式组合动力飞行器爬升轨迹设计方法研究

提出了一种水平起飞吸气式组合动力飞行器的爬升轨迹设计方法。将爬升轨迹分为起飞爬升段、等动压段和等热流段,分别考虑过载、动压、热流约束,在高度-速度剖面内给出了轨迹设计的约束边界,以及3个飞行段的爬升轨迹设计方法,并利用反馈线性化方法设计了参考轨迹的跟踪制导律。仿真结果表明,参考轨迹能够满足各种飞行约束,可准确跟踪,为吸气式组合动力飞行器主动段的爬升轨迹提供一种可行的设计方法。     

速度滑移下液压主轴轴心轨迹动态研究

基于载荷增量法和扰动压力法,研究液体液压主轴系统的动态性能。通过有限差分法求解计入微尺度速度滑移效应的不定常油膜压力分布的雷诺方程,并得出非线性油膜力。应用载荷增量法和扰动压力法求解反映油膜动态特性的4个动态刚度和阻尼系数,并用于转子轴心轨迹的动力学描述,求解存在偏心质量下的转子轴心轨迹,实现液压主轴系统的流-固耦合分析。研究结果表明：速度滑移对液压主轴的动态刚度和阻尼性能造成了一定的影响。动刚度系数K_xx、K_xy、K_yx和K_yy受滑移影响降低的最大比率分别为4.85%、4.85%、7.20%、7.16%,速度滑移降低了油膜阻尼系数C_yx、C_xy和C_yy,阻尼系数C_xx受滑移影响比较复杂;随着转子偏心质量距的不断增加,主轴轴心运行轨迹在不断扩大,系统的稳定性不断降低。最后,通过液压主轴回转精度实验验证了轴心轨迹模型的正确性和有效性。     

有动力通用航空飞行器的概念研究

文章回顾了美国猎鹰计划的发展情况,为避开该计划采用的无动力通用航空飞行器(Common Aero Vehicle,CAV)方案面临的技术难题,提出了有动力CAV方案.对有动力CAV的关键技术--推进系统的选择、外形设计问题、轨迹设计问题分别进行了研究,给出了可供参考的方案.在不同发动机的模型下进行了备选轨迹的计算,结论指出外形与轨迹的一体化设计可以提高飞行器总体性能.     

轨迹成形法加工非球面截取轨迹的误差权重分析

介绍了轨迹成型法加工装置的结构原理和加工方法,分析了截取参数(α,θ,L)与非球面度G之间的关系,G对α,θ,L的导数相对于θ和α的变化率,归化后,分别在0～100,-800～600,-4000～2000范围内.并进一步分析了(α,θ,L)与初级像差之间的关系,证明了两者之间的一致性.最后指明了机床设计时,为保证加工精度,应依次严格控制α,θ,L.     

基于滑模控制的四旋翼飞行器鲁棒三维轨迹跟踪

近年来,无人自主飞行器在军事和民用的众多领域引起了人们的关注,而其轨迹跟踪任务一直是一个热门研究课题。本文提出了一种鲁棒滑模控制,用于控制四旋翼无人机在存在扰动和参数不确定的情况下进行三维轨迹跟踪。首先,建立了一个具有6个方位的四旋翼飞行器的非线性动力学模型。然后,设计了针对质量、惯性和刚度不确定因素的滑模控制器。通过在Matlab Simulink和Universal Mechanism软件系统中进行建模模拟,验证了控制器的三维跟踪效果。最后,使用Pelican四旋翼平台进行了进一步的实验验证,在水平和垂直轴上施加扰动以验证其鲁棒性。仿真和实物验证结果都表明,四旋翼飞行器对特定轨迹的跟踪效果和鲁棒性是令人满意的,证实了所提出的滑模控制算法的正确性和有效性。     

基于共享单车骑行轨迹的骑行质量识别方法

基于共享单车骑行轨迹数据,提出了路网匹配以及骑行质量快速识别的方法。首先,以隐马尔科夫模型（HMM）的匹配算法为基础,提出了改进的骑行轨迹数据匹配方法。然后,基于密度聚类算法识别轨迹停驻点集,利用停驻点集的特征以及定位数据规律实现了关键参数的计算,给出了轨迹数据路网匹配的算法流程。最后,利用匹配后的轨迹数据,提出了基于离群检验的路段骑行质量快速识别方法。以北京市某区域为对象进行了案例分析,并通过沉浸式骑行体验和骑行环境调查相结合方式,验证了本文方法的准确性为87.7%。     

Analysis of Controlled Trajectory Optimization for Canard Trajectory Correction Fuze

The optimization method of the canard trajectory correction fuze‘s controlled trajectory phase is researched by using the aerodynamics of aerocraft and the optimal control theory, the trajectory parameters of the controlled trajectory phase based on the least energy cost are determined. On the basis of determining the control starting point and the target point, the optimal trajectory and the variation rule of the normal overload with the least energy cost are provided, when there is no time restriction in the simulation process. The results provide a theoretical basis for the structure design of the canard mechanism.     

爆胎车辆轨迹控制的仿真

为了解决高速公路爆胎车辆出现偏航的问题,进行了爆胎车辆轨迹控制的仿真研究。首先确定了爆胎车辆轨迹控制的评价指标,然后讨论了静态比例、积分、微分( proportion integration differentiation, PID)控制器对高速公路爆胎车辆轨迹的控制效果。由于在某一行驶车速下建立的静态 PID 控制器不能很好地控制行驶在其他车速下的爆胎车辆,因此,采用了增益可变 PID 控制器处理爆胎车辆的轨迹控制问题,其中变增益 PID 控制器的参数是事先针对不同的爆胎车速标定获得的。仿真实验结果表明：变增益 PID 控制方案应用于爆胎车辆轨迹控制,可在保证车辆稳定行驶的同时控制车辆的行驶轨迹,使其在出现较小的偏移后回到原路径。     

利用Simulink仿真的弹道辨识算法精度分析

弹道辨识精度是衡量弹道辨识系统工作性能的重要指标.为了在硬件设计前对辨识算法的精度进行预评估,提出一种利用Matlab/Simulink模块对自主式弹道辨识新算法进行建模的仿真.该算法是基于比较名义弹道与实际弹道在上升初始段的水平距离来实现对弹丸射程偏差的预测.建立弹道数学模型,获得仿真初始参数,运用Simulink模块生成仿真模型.仿真结果表明该射程辨识算法预测相对误差为0.783%,满足弹道修正引信的精度要求.     

无人战斗机全寿命周期费用分析

无人战斗机是当代一种新概念航空武器。基于献上主流的无人战斗机概念和根据概念拟定的无人战斗机战技性能要求，完成了一个初步的无人战斗机方案设计。利用修正过的参数化费用模型对无人战斗机方案的全寿命周期费用进行了分析估算。所作设计方案和全寿命周期费用分析结果表明，无人战斗机与有人战斗机相比，具有较大的性能和经济潜力。     

Improved Qualitative Trajectory Calculus for Pair-Activity Analysis

Trajectory provides the most robust feature for activity recognition in far-field surveillance videos, in which increasing attentions have been given to the use of qualitative methods with symbolic rather than real-value features. Qualitative trajectory calculus(QTC) showed a good performance in pair-activity from video. However, QTC and similar works are not good at dealing with noise, since they are all considering short-term features. To deal with the problems mentioned above, two types of long-term features, including sub-trajectory feature and point-trajectory feature, are designed. The sub-trajectory feature is a long-term feature in a coarse granularity, while the point-trajectory feature is a long-term feature in a relatively fine granularity. Using the sub-trajectory feature, a couple of trajectories are segmented into sub-trajectories and enveloping boxes are used to substitute the original sub-trajectory for capturing the major attributes. The point-trajectory feature describes the relationship between a single point in one trajectory and all parts of the other trajectory. The experiments on the human activity classification data demonstrated that our proposed methods are better than the original QTC and previous short-term features.     

基于雷达跟踪的修正弹道辨识精度分析

为了得到适用于射程修正引信的弹丸落点预测方法,研究了基于扩展卡尔曼滤波的雷达跟踪弹道辨识算法和基于数理统计理论的弹丸落点预测精度分析方法．最后,采用蒙特卡洛模拟方法对弹道辨识进行了仿真研究,仿真结果表明扩展卡尔曼滤波是辨识雷达跟踪弹道的有效方法,当雷达采样时间约在15．0s以上时,落点预测距离相对误差小于0．42％,满足射程修正引信的性能指标要求．     

一种RLV末端能量管理段的轨迹实时规划方法

提出了一种能适应较大初始误差,使可重复使用运载器(reusablelaunch vehicle,RLV)最终达到自动着陆段初始要求的末端能量管理段(terminal ar-ea energy management,TAEM)的轨迹规划方法。该方法基于二次多项式形式的动压剖面,只需任意选取2个末端能量管理段的几何参数值,就可以规划出一条满足末端能量管理段终端约束的轨迹,同时航向调整圆锥位置和进场方式可调节。仿真结果表明:所提的轨迹规划方法能够实时生成一条满足要求的参考轨迹线,验证了该方法的合理性。     

Aerodynamic Analysis and Simulation of Flapping Wing Aerial Vehicles on Hovering

In order to design and verify control algorithms for flapping wing aerial vehicles(FWAVs),calculation models of the translational force,rotational force and virtual mass force were established with the basis on the modified quasi-steady aerodynamic theory and high lift mechanisms of insect flight.The simulation results show that the rotational force and virtual mass force can be ignored in the hovering FWAVs with simple harmonic motions in a cycle.The effects of the wing deformation on aerodynamic forces were investigated by regarding the maximum rotational angle of wingtip as a reference variable.The simulation results also show that the average lift coefficient increases and drag coefficient decreases with the increase of the maximum rotational angle of wingtip in the range of 0-90°.     

并联型热电联产系统的热力性能模拟

为解决传统中低温余热回收系统循环热效率低、冷凝热难以利用的问题,提出了一种并联型有机朗肯循环与喷射式热泵联合循环系统结构。通过并联布置热机子循环与热泵子循环,并增设外部换热器,可回收全部冷凝热量用于制备辐射采暖水,同时系统输出的热电比在一定范围内可调节。建立了系统能量分析模型和?分析模型,对比分析了联合循环与有机朗肯循环的热力性能。研究了部件?损失与系统?流特性,并分析了工质流量比和蒸发温度对系统热力性能的影响规律。结果表明：联合循环热回收效率和?效率比有机朗肯循环分别提高了60.83%和30.76%。?损失最大的两个部件分别是发生器和外部换热器,造成外部换热器?效率低的主要原因是内部传热温差较高。工质流量比对系统热力性能影响显著,当蒸发温度低于25.2℃时,工质流量比的可调节范围最大。本研究成果可为高性能中低温余热回收系统的研发提供指导。