基于支持向量机的飞行控制系统辨识

以飞机为研究背景,基于系统辨识中的串-并联辨识模型,应用一种支持向量回归机的方法,对飞行控制系统模型进行了辨识。通过仿真,成功地得到了飞行控制系统的辨识模型。结果表明:该方法有很好的预测性能,具有很高的精度,同时也能很好地反映飞行控制系统的特性。     

基于终端约束的一种速度大小控制方法

为了满足再入机动弹头对落速大小的要求,同时避免复杂的理想速度曲线的设计,提出了一种速度大小控制方案,即在弹头制导和控制系统能力范围内将减速运动规律分为两种不同的形式,并分别推导了系数的具体表达式进而得到了相应的减速指令,分析了采用空气舵对机动弹头的质心和姿态进行控制时的导引与减速指令所需总攻角的计算方法.仿真结果表明,采用该方案对机动目标进行打击时,不但落点精度能满足要求,而且速度大小控制精度也较高.     

曲线物面边界条件在DGM中的应用研究

基于二维非结构网格,采用高精度间断Galerkin有限元方法数值求解定常Euler方程。为了有效克服传统的反射物面边界条件在物面处易于生成伪熵降低计算精度的缺陷,提出一种曲线物面边界条件,从而实现对物理模型而不是数值模型进行数值模拟。对经典圆柱亚音速无粘绕流进行数值模拟,结果表明:采用曲线物面边界条件之后,流场解的精度得到很好的提高;此外,在非常稀疏的网格上,通过提高基函数的阶次仍可以得到高精度的数值解。     

基于Hamilton-Jacobi方程的编队飞行控制

 针对椭圆参考轨道的编队飞行控制系统,基于哈密尔顿 雅克比（Hamilton-Jacobi）方程,给出一种新的生成函数半解析近似解的计算方法,同时推导了编队飞行控制系统相对运动的线性状态转移矩阵,并且验证了模型的精度。在此基础上,结合一个具体的编队飞行任务,采用线性规划算法得到了队形保持的闭环控制器,该算法得到的是脉冲形式的控制序列,因此更具有实际意义。同时还提出了一种简单的避免生成函数奇异点的方法,从而减少了生成函数间相互转换所带来的计算量。最后的非线性仿真结果验证了控制方法的有效性。     

基于目标战略优先级与精度自适应的效能函数的机载多传感器管理

传感器管理在数据融合系统中起着重要作用,机载多传感器系统通常面临着资源受限的状况,如传感器最大跟踪数量小于目标数量,无法保证所有传感器拥有相同精度与参照系等。因此,本文提出了一种基于目标战略优先级与精度自适应的效能函数的多传感器管理算法。首先,将空中目标的自身属性部分量化以得到目标战略优先级;再利用目标的跟踪精度、传感器测量精度和期望的跟踪精度之间的关系,定义了精度预提升矩阵和精度缺乏矩阵。再将上述两部分结合构建目标函数,运用整数线性规划的方法进行优化。最后,仿真试验设置了包括三个机载传感器对4个目标的跟踪任务,对比其他文献中的结果,显示出本文算法更为合理、有效。     

基于动态面法的导弹制导控制一体化设计方法研究

为避免传统导弹制导和控制系统单独设计存在的缺陷,将两个系统综合考虑,提出一种制导控制一体化设计方法。首先推导出俯仰通道的制导控制一体化数学模型,并化为级联形式;然后引入动态面方法并结合非线性干扰观测器技术,提出了一种基于非线性干扰观测器的积分动态面一体化制导控制系统设计方法,在每一个子系统设计时引入误差的积分项以消除稳态误差,提高了子系统的跟踪精度;采用Lyapunov函数对系统稳定性进行了分析;最后通过仿真验证了所提出的一体化控制算法的有效性。     

直升机着舰纵向下滑控制系统仿真研究

采用ＬＱＧ／ＬＴＲ方法设计了直升机着舰纵向下滑控制系统,其中包括建立直升机增广系统的数学模型,确定控制器的频域范围匐棒性边界条件,反馈回路的设计和回路传递函数在输出端的恢复。在给出该控制系统仿真框图的基础上,利用仿真软件进行数字仿真。最后,对仿真结果中直升机高度、速度随机－舰距离和时间的变化曲线进行了分析,得到了一些有工程应用价值的研究结果。     

不确定环境下的无人机攻击策略研究

给出了一种在不确定环境下的无人机攻击决策分析方法。首先分析机载雷达的作战性能,得到正确判别敌方目标和错误判别敌方目标二者之间的关系;然后建立了一种基于Lanchester方程的诱饵弹干扰下的无人机攻击决策模型,进而表示出目标识别准确度对作战进程的影响;随后通过对Lanchester方程积分,得到了真目标损耗和假目标损耗二者之间的函数关系,从而完成对Lanchester方程的化简;最后采用差分进化算法来进行无人机的攻击决策优化,并且通过作战仿真验证了该方法的有效性。     

基于飞行试验的模拟器气动模型校准方法

针对模拟器客观测试标准要求及仿真模型模拟逼真度需求,提出了一种基于飞行试验的模拟器气动模型校准方法。首先,以经过预处理的飞行试验数据和模拟数据为基础分别辨识得到气动导数;然后分析两辨识结果的统计关系,以确定修正系数;最后,根据不同状态点修正系数随动压变化规律建立了修正系数插值表,达到对仿真模型进行校准的目的。飞行试验数据验证表明,校准后的仿真气动模型容差范围能满足模拟器客观测试要求,显著提高了仿真模型模拟逼真度。     

BTT自动驾驶仪GLQG／LTR综合设计方法

本文介绍了一种基于GLQG／LTR的BTT自动驾驶仪综合设计方法。首先在目标回路函数成形过程中,使最小相位系统和非最小相位系统的卡尔曼滤波器的设计得到统一;然后,通过采用带有前馈和状态反馈控制器的最优控制律得到最小相位系统和非最小相位系统的广义线性二次型性能指标的极小值。以上的控制器均具有指定稳定度,针对非最小相位系统也是如此。最后,BTT导弹的协调式自动驾驶仪的数字仿真结果表明,采用该法设计的控制系统在时域和频域上均具有较好的性能和较强的鲁棒性。     

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。