基于规划航迹的“三自”光纤惯导系统航向耦合效应抑制技术

目前,国内"三自"(自标定、自对准、自检测)光纤惯导系统在长航时高精度自主导航领域已逐渐开展应用,但光纤陀螺安装误差、安装不正交度以及标度因数等参数稳定性大大限制了"三自"光纤惯导系统精度的提升,其主要原因是载体运动诱发的航向耦合效应严重影响了旋转调制效果。从航向耦合效应机理分析入手,指出了"三自"惯导系统航向耦合效应的不可解耦性,但针对无人飞行器和无人潜航器等通常需要规划航迹的载体,提出了一种基于规划航迹的旋转方案自适应调整技术,有效地抑制了航向耦合效应。试验结果表明,该方法可将系统的导航精度提升80%以上。     

新型飞机除冰车加热系统温度控制器研究

以新型飞机除冰车加热系统为研究对象，通过分析实验数据，首次提出了除冰液流量全量程范围内的加热系统数学模型，并综合应用模糊理论设计Fuzzy自整定PID参数的Smith预估控制器。MATLAB仿真结果表明，应用这种方法设计出的控制策略能较好地适应飞机除冰车模型参数的大幅度变化，并具有良好的稳态精度和自适应能力。     

小型无人飞行器风场扰动自适应控制方法

针对小型无人飞行器在执行任务时传感器测量精度低、受风场扰动影响大的问题,提出了一种利用矢量域与滑模控制相结合的复合控制方式,有效地实现了对小型无人飞行器的轨迹与航向的自适应跟踪。将复杂航迹分解为直线段与圆弧段分别构建矢量域,从而确定基于位置误差的航迹信息,并通过机载传感器获得状态和位置信息,利用滑模控制方法抑制风场扰动对小型无人飞行器的影响。试验结果表明,本文提出的控制算法能够保证阵风干扰情况下小型无人飞行器的航迹控制精度,同时具有良好的动态响应。     

一种车载组合导航系统航向修正方法研究

针对车载组合导航系统航向误差难以修正的问题,对航向角误差可观测性进行分析,并提出一种基于加速度变化的航向误差可观测性分析的误差修正方法。首先利用分段线性定常系统(PWCS)可观测性分析法和奇异值(SVD)分析法对不同加速度变化情况下的组合导航系统航向角误差进行可观测性分析,得出航向角误差的可观测度与加速度变化的剧烈程度正相关的结论。在不同加速度变化情况下,对航向角误差的滤波估计进行仿真,总结出加速度变化过程中的收敛规律,从而提出根据加速度变化情况对航向误差进行修正的方法。最后实验结果表明,通过该方法能够有效地减小航向角误差导致的位置误差,提高导航精度。     

对系统辨识误差鲁棒的自适应复合控制方法研究

对基于系统辨识的自校正控制方法来说,其控制性能极大程度受制于辨识精度。针对这一缺点,提出了将变结构模型参考自适应控制与自校正控制相结合的自适应复合控制方法。以二阶线性对象为例,首先给出了极点配置理论下的自校正控制方法,并分析了辨识误差对控制性能的影响,对这一问题,引入变结构自适应控制,并给出了自适应控制律,最后通过仿真证明了这种复合控制方法既能抑制辨识误差的影响,同时也保留了自校正控制参数调整迅速准确的优点。     

压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性自适应混合补偿控制方法

压电陶瓷叠层作动器的迟滞蠕变非线性特性严重影响了控制系统的稳定性及动态跟踪精度。针对其迟滞蠕变非线性补偿控制问题,提出了一种高精度动态补偿压电陶瓷叠层作动器非线性特性的自适应混合补偿控制方法,即迟滞蠕变前馈补偿与自适应滤波反馈补偿结合的前馈-反馈混合控制方法。采用改进的Prandtl-Ishlinskii（Modified Prandtl-Ishlinskii,MPI）模型对压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性特性进行精细化建模,并得到其逆补偿模型进行前馈补偿。根据前馈补偿误差,采用自适应滤波反馈控制对输入信号进行实时调控,实现对压电陶瓷叠层作动器的迟滞非线性及lg（t）型蠕变特性的实时精确补偿控制。数值仿真与实验结果表明,相比于常规前馈迟滞蠕变补偿,所提出的自适应混合补偿控制方法可以有效降低压电陶瓷叠层作动器的迟滞补偿误差,极大提高了迟滞蠕变非线性动态跟踪精度以及自适应性。     

即热式飞机除冰车除冰液快速加热系统研制

介绍了自行研制的飞机除冰液快速加热系统及其控制方法计算机仿真表明,基于Smith预估器的PID控制算法在飞机除冰液快速加热系统上获得了良好的温度控制效果。     

基于神经网络的无人直升机姿态控制系统设计

首先根据模型参考自适应控制理论,将模型逆与在线神经网络结合,设计了神经网络自适应姿态控制系统。接着叙述反馈线性化及模型逆理论,分析系统的模型跟踪误差动力特性,设计神经网络控制器及在线算法。然后以某无人直升机俯仰通道为例,对神经网络姿态控制系统进行仿真。结果表明该系统能够对未建模特性、参数不确定性等引起的模型逆误差进行自适应,而且在传感器输出中具有白噪声时仍然能够获得较好的响应特性。     

挠性陀螺寻北中的航向误差

陀螺两位置寻北中存在非线性航向误差,其测量航向角与真实的航向角差值的大小随真实航向角的变化而变化,呈现出近似为正（余）弦曲线的波动形式。本文分析了挠性陀螺寻北系统中航向效应产生机理。介绍了陀螺两位置寻北原理及误差模型,重点分析了挠性陀螺仪零次项漂移和一次项漂移对航向误差的影响,推导了误差公式,估计了两位置寻北中陀螺仪精度对测量精度的影响,寻北试验的结果验证了理论分析结论。     

不确定性非线性系统的自适应输出反馈控制

研究了一种不确定性非线性系统的自适应输出反馈控制方法.首先引入伪控制信号使系统反馈线性化,然后设计一个线性动态补偿器和在线神经网络,自适应消除不确定性和建模所引起的误差.仿真结果表明,该控制方法能够消除系统的稳态误差,提高系统动态性能,并且具有较好的鲁棒性.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。