航空发动机的降低ZP／LTR控制

研究了航空发动机的多变量鲁棒控制，提出了代价设计对象模型的构造方法。该模型是通过对被控对象的发动机执行机构进行特定输出反馈而得到的，它与被控对象模型阶次相同，明显低于目前常用的增广设计方法设计对象模型的阶次。基于低阶设计对象模型，作者以前研究的ZP／LTR设计方法转化为低价ZP／LTR设计方法，应用该方法使设计控制器的阶次明显降低，从而更易实现。通过对某型涡扇发动机的仿真研究验证了低阶ZP／LTR设计方法的有效性。     

气动加热模拟试验加热系统控制研究

本文通过理论分析和试验测试研究了可控硅功率调节装置和石英灯加热器的动特性，提出了通过系统识别的方法研究石英灯加热器的静特性；在研究被控对象特性基础上找到了对任意一个石英灯加热器组成的被控对象进行非线性PID控制器的设计方法。这些方法提高了控制的质量，缩短了试验准备的周期，并进行准自适应控制，从而改善了气动加热模拟试验加热系统的控制效果。     

捆绑式运载火箭跨声速气动阻尼特性试验研究

以某带助推的捆绑式运载火箭模型为研究对象，通过试验研究了该带助推的细长体弹性模型在不同马赫数和迎角下的一阶自由-自由弯曲气动阻尼特性和频率变化特性，并采用振型类似、频率降低的模型研究了减缩频率变化对气动阻尼的影响。试验马赫数范围0.70~1.05，试验迎角范围0°~10°。研究表明:迎角对火箭一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼和频率有影响，但规律并不明显；一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼受马赫数影响，并在马赫数0.90附近出现跨声速凹坑现象；一阶模态频率随马赫数增加呈下降趋势，但下降数值较小；减缩频率对气动阻尼有影响，在马赫数0.70~0.90范围内和马赫数1.00之后，气动阻尼随着减缩频率的增加而降低，在马赫数0.92~0.98范围内，气动阻尼随着减缩频率的增加而增加。     

高超声速飞行器自抗扰分数阶PID控制器设计(英文)

自抗扰控制器利用跟踪微分器可解决超调量及快速性之间的矛盾,分数阶PID控制器在提高控制品质的同时扩大了被控系统参数的稳定域。结合自抗扰技术及分数阶PID控制器设计了自抗扰分数阶PID控制器,并应用于高超声速飞行器再入姿态控制。仿真结果表明,自抗扰分数阶PID控制器对于高超声速飞行器非线性模型及强外干扰的影响下具有很好的控制效果,并且有较大的稳定域,即针对被控系统参数变化具有更强的鲁棒性。     

一种简便的模型降阶处理方法

基于大系统理论听集结法，提出了一种简便的动力学模型降阶处理方法。文中针对系统不同的动力学特性，存在相对快变量，存在小量及一般情况，通过选择适当的集结阵和作线性变换处理，分别推导了出相应的降阶模型。分析了该三种降阶模型的降阶精度和适应范围，并通过对某一实际模型进行降阶处理，说明本所提出的三种降阶模型的某一种作为原高阶系统的简化模型是可行的。同一般模态集结法相比，本文所提出的模型降阶方法简便许多，它一     

飞行轨迹控制系统的LQG／LTR设计

ＬＱＧ／ＬＴＲ是一种现代多变量频域设计方法，它以良好的鲁棒性能和解耦特性而得到广泛应用，但是该方法通常只适用于最小相位被控对象。本文以直观的物理含义说明了ＬＱＧ／ＬＴＲ方法的基本原理，探讨了非最小相位被控对象的处理方法以及多变量控制系统设计中一些值得注意的问题，并将它应用某飞机的到非最小相位的纵向飞行轨迹控制系统设计中去。设计中考虑了飞机的模型不确定性和随机风干扰的影响。仿真表明，采用该方法可以取     

多旋翼无人机飞行控制自动调参技术

目前,多旋翼无人机控制器设计问题中存在着大量的依靠经验的调参工作。为了使调参简单而又可靠,本文基于控制器参数与控制系统性能响应存在的对应关系,提出了自动调参思想。在满足控制器各项性能指标的前提下,利用粒子群算法(Particle swarm optimization,PSO)提炼出优化目标和约束条件。对被控对象进行建模并搭建非线性模型。然后,利用工程实践方法估算出参数范围,并利用粒子群快速优化特点自动寻找在约束条件下符合性能指标的控制器参数。最后,通过Matlab/Simulink对模型进行仿真验证。仿真结果分析表明,PSD可快速准确地对飞行控制进行自动调参。     

航空发动机控制器降阶方法

研究了状态空间模型的降阶方法,介绍了平衡截取降阶方法,提出最小二乘降阶方法.根据降阶前后系统应具有相同的输出,采用最小二乘法计算出降阶后系统的模型参数.以状态空间形式的某航空发动机控制器为降阶示例,采用以上两种方法进行了降阶研究,结果表明所提出的最小二乘法具有更优的性能.     

具有随机传输时滞的网络化控制系统故障检测

针对具有干扰的网络化控制系统提出了一种鲁棒故障检测方法。考虑网络化控制系统中,被控对象的传感器和执行器之间的信息传输是通过一个共享传输媒介与控制器连接实现,传感器-控制器,控制器-执行器之间的时滞由两个独立的马氏随机过程分别描述。通过对被控系统状态和故障检测滤波器的适当扩维,鲁棒故障检测滤波器以一组线性矩阵不等式(LMIs)的形式给出设计方法。残差基于控制器和故障检测滤波器获得的数据生成,在无故障发生时,其输出趋于零,故障发生后,跟踪故障信息。最后给出一个例子说明了所提方法的有效性。     

平衡降阶方法及其进展

大系统模型降阶作为一个理论课题,自60年代末至今日益受到国内外广大控制界人士的关注,提出了大量模型降阶方法。然而,1981年,Moore提出的内平衡实现理论给模型降阶方法带来了一次变革,许多经典方法一旦与平衡理论结合起来,便形成了更加简洁、有效的降阶方法。本文综述了这一领域的现有文献,并指出了若干进一步研究的可能方向,为便于应用,本文还给出了每种典型方法的数字实现过程。     

轴系稳定性与支承轴承的关系

本文研究了大型旋转机械转子轴承系统的稳定性与每个支承轴承的关系,建立了轴承对整个轴系稳定性的贡献系数。贡献系数最大的轴承对稳定性的贡献最大;贡献系数最小的轴承是轴系中最危险的轴承。油膜失稳或油膜振荡往往由这个轴承首先激发。轴系稳定性主要取决于系统中敏感轴承的动特性系数。适当地改变这些轴承的结构型式或设计参数可以显著地提高轴系的稳定性裕度。分别对一个5支承的模型转子系统以及国产200MW汽轮发电机组进行了数值计算,结果表明本文的计算结果与机组的实测结果比较一致。此外还讨论了国产200MW机组轴承的改造方案,提出将发电机转子的两个轴承改换为椭圆轴承,不但可以有效地提高机组的稳定性,而且改造费用最低。     

直升机后掠桨尖旋翼气弹稳定性研究

通过建立具有后掠桨尖旋翼气弹稳定性的分析模型，研究后掠桨尖旋翼气弹的稳定性。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠等多种旋翼参数及非线性影响，分析了不同桨尖后掠角几何参数对旋翼气弹稳定性的影响。数值结果表明，桨尖后掠对旋转旋翼桨叶气弹稳定性影响较大，桨尖后掠使一阶扭转频率增加，同时使一阶摆振阻尼降低，后掠桨尖单元的非线性转换关系对气弹分析结果有影响，桨尖后掠角越大这种影响越显著。     

轴系稳定性裕度判据的理论研究

本文提出以系统最大能量比率作为衡量轴系稳定性裕度的判据,和传统的对数衰减率与系统阻尼判据相比,该判据综合了系统所有模态的信息,考虑了特征值与特征向量的共同影响。最大能量比率较小的轴系具有较大的稳定性裕度;最大能量比率较大的轴系具有较小的稳定性裕度。探讨了特征向量在评估稳定性裕度的重要作用,指出了传统的对数衰减率与系统阻尼判据在评估轴承稳定性裕度时的局限性。作为应用实例,用最大能量比率判据考察了一模型转了轴承系统的稳定性裕度,并与用对数衰减率及系统阻尼判据所得结论进行了对比。结果表明,用本文提出的判据所得的结论与实际情况比较一致。此外,应用模型转子的计算结果,进一步阐明了对数衰减率与系统阻尼判据的共同不足是采集的信息太少。     

不确定离散系统二次稳定的充分必要条件

研究了具有快时变参数变化离散系统的鲁棒稳定性问题，给出了该系统二次稳定（ｑｕａｄｒａｔｉｃｓｔａｂｉｌｉｔｙ）的充要条件，并且进一步定义了稳定鲁棒性指标来度量系统的稳定鲁棒性。对于参数具有已知变化范围的系统，其充要条件的检验和稳定鲁棒指标的计算转化为一个极小极大优化问题。当参数变化范围为一个凸多面体时，该极大化问题退化成其端点值间的相互比较，并证明了极小化问题中的任意局部最小值就是全局最小值     

弹性支承对滑动轴承转子系统动力稳定性的影响

研究了弹性支承对滑动轴承支承的非线性转子动力系统的动力稳定性影响和减振特性。首先建立了滑动轴承—转子非线性动力系统和弹性支承—滑动轴承—转子非线性动力系统的力学模型,在油膜力非线性的情况下,分析了系统的动力稳定性,通过对比具有弹性支承的滑动轴承转子系统和刚性支承的滑动轴承转子系统的响应,表明:弹性支承的加入,有效地提高了系统运动稳定性。     

带压力梯度的非平行流边界层稳定性研究

发展高精度的高阶谱方法,通过抛物化稳定性方程及其局部法,研究在压力梯度作用下的非平行流边界层稳定性问题。与经典的平行流边界层稳定性结果相比,显示了在某些条件下非平行性对稳定性的关键作用。提出了压力梯度对临界雷诺数的影响研究,探讨了不同压力场对流动稳定性作用的规律性。     

Multi-objective Optimization of Differential Steering System of Electric Vehicle with Motorized Wheels

A differential steering system is presented for electric vehicle with motorized wheels and a dynamic model of three-freedom car is built. Based on these models, the quantitative expressions of the road feel, sensitivity, and operation stability of the steering are derived. Then, according to the features of multi-constrained optimization of multi-objective function, a multi-island genetic algorithm （MIGA） is designed. Taking the road feel and the sensi- tivity of the steering as optimization objectives and the operation stability of the steering as a constraint, the system parameters are optimized. The simulation results show that the system optimized with MIGA can improve the steering road feel, and guarantee the operation stability and steering sensibility.     

刀具螺旋角对高速铣削系统稳定性的影响

考虑铣刀螺旋角的影响,将刀齿的切削过程划分为连续,切入和切出3个过程,建立了高速铣削系统的动力学模型。运用半离散估计技术,将无限维特征值稳定性判定问题转化为有限维Floquet变换矩阵特征乘子稳定性判定问题,判定了系统的稳定性,获得了系统的稳定性极限图。结果显示,在考虑刀具螺旋角影响的情况下,铣削系统稳定性极限较传统情况有所增大,出现了类似“岛”的结构,其位置由轴向切削深度和螺旋齿距的关系决定,且由于切削刀齿切入、切出过程的影响,“岛”不是孤立的,而是有稳定性“桥”连接。理论结果通过铣削实验进行了验证。     

直－九直升机地面共振当量模型及稳定性分析

本文推导了直升机地面共振当量模型中的当量质量、当量刚度与当量阻尼的计算公式，分析了机体动力特性及其主要影响因素，并运用当量地面共振二维模型计算了直一九直升机旋翼／机体耦合地面共振稳定性。在此基础上分析了机体阻尼与旋翼阻尼各自对直－九直升机地面共振稳定性的影响。计算与分析结果表明，未国产化的直－九直升机在使用范围内不会发生地面共振，这与直一九宜升机实际使用情况相符合。所用计算模型及计算机程序可直接用于直－九直升机国产化中地面共振稳定性分析。     

机翼非平行边界层稳定性研究

从Navier-Stocks(N-S)方程导出曲线坐标系下的抛物化稳定性方程(Parabolicstabilityequation,PSE),研究机翼非平行的可压缩边界层稳定性问题。发展了求解PSE的高效数值方法:引进法向变换,使得在临界层与壁面之间的扰动量变化最快的区域有更多法向网格点;采用包含边界邻域在内的完全四阶精度的法向差分格式,这对方程精确离散至关重要;以及全局法和局部法相结合的数值方法及其新的迭代公式,能大大加速收敛并得到更精确的特征值。算例分析研究了扰动增长因子和形状函数等演化曲线。