强稳定鲁棒离散控制系统设计

基于李雅普诺夫稳定性理论，对采用观测器状态反馈设计的离散控制系统，提出了一种针对传感器全部失效情况下的强稳定系统设计方法和步骤，并探讨了系统具有参数摄动时情况。仿真实例证实了该方法的有效性。     

浮力驱动飞艇在三维空间中一种基于奇摄动理论的移动质量块控制方法

对浮力驱动飞艇在三维空间中的姿态和航向控制提出了一种解决方法.介绍了建立该飞艇八自由度数学模型的方法.基于最大反馈线性化方法推导了纵向平面和侧向平面的非线性反馈控制,证明了内部的动态稳定性.通过奇摄动理论叠加在两个平面的控制,推导出一种三维运动控制方法.基于该控制方法,对飞艇跟踪指定姿态,航向和速度进行了仿真.     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法 ,从跨声速全位势积分方程出发 ,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM 0 3模型两个算例的计算 ,讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响 ,并对GBM 0 3模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的 ,可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

高超音速飞行器的模糊滑模变结构控制

针对高超声速飞行器具有强耦合、快时变和高度非线性的特点,本研究采用反馈线性化方法,对高超声速飞行器的纵向模型进行输入/输出精确线性化,实现了控制量的解耦。然后基于线性化后的纵向模型,设计了一种模糊滑模控制器,先采用基于动态逆控制的滑模变结构控制器,对模型已知的部分进行精确控制;采用基于模糊函数逼近器,针对模型的不确定性进行自适应补偿控制。最后对某高超声速飞行器的纵向飞行控制进行仿真。结果表明,线性化模型在仿真层面上是正确的,控制方法在仿真层面上是有效性的。     

柔性翼微型飞行器垂直阵风响应特性的实验研究

微型飞行器因其体积小、重量轻、使用灵活、成本低,广泛应用于军民领域的侦查、通讯、搜救等领域.在制约微型飞行器发展的诸多因素中,阵风对微型飞行器的稳定、安全飞行影响很大.在南京航空航天大学非定常风洞内,研制了一套垂直阵风装置,进行了垂直阵风的流场测试.设计制作了一种柔性翼徽7型飞行器,并制作了刚性翼与其对比,在国内首次进行了微型飞行器垂直阵风实验.结果表明:柔性翼能够提高微型飞行器的失速迎角,且具有更好的纵向稳定性,有一定的垂直阵风缓和能力,有利于安全、稳定飞行.     

基于非线性干扰观测器的空天飞行器轨迹线性化控制

研究一种新的空天飞行器基于非线性干扰观测器的轨迹线性化飞行控制方案。轨迹线性化控制是一种新颖有效的非线性跟踪和解耦控制方法,但空天飞行器飞行过程中存在的建模误差和外界干扰等不确定因素将导致其性能下降甚至失效。为了满足空天飞行器高精度高稳定控制的要求,本文利用非线性干扰观测器对系统中存在的不确定进行估计,其输出用以设计新的补偿控制律,从而使当前轨迹线性化方法的控制性能得到改善。最后利用该方案设计出空天飞行器飞行控制系统,通过高超声速飞行条件下的仿真,验证了该方法的有效性。     

一类基于神经网络的非线性时延系统的稳定性分析和控制

针对一类有参数摄动和时延的非线性不确定性系统．提出了一种稳定性分析方法。控制方案将鲁棒控制和神经网络控制结合起来．首先由线性矩阵不等式(LMI)设计了参考模型即系统线性部分的鲁棒控制器,然后用神经网络来消除系统建模不确定非线性部分。稳定性分析中综合了参数摄动、时延和神经网络权值．合理地选择Lyapunov函数证明了误差闭环系统的稳定性．     

基于Euler方程解摄动的超声速旋转导数计算方法

基于笛卡尔网格和采用Euler方程基本流场解,通过Riemann不变量摄动,对旋转扰动引起的物面法向速度构建摄动关系,发展了一种超声速旋转导数快速计算方法。文中给出了具体的推导过程,可以看出由此得到的超声速旋转导数,仅与定常欧拉解基本流相关。因此,一旦CFD计算得到定常欧拉解,就可一次性地快速计算出感兴趣的超声速旋转导数。为了验证该计算方法,本文选用国际动导数标准模型Basic Finner算例进行了计算,计算结果与试验数据、文献数据具有很好的一致性,展示出本文方法计算耗时少、精度高、工程实用性强等优点,且该算法基于笛卡尔网格,特别适合复杂气动外形飞行器超声速旋转导数的快速计算。     

飞行器表面气动载荷的柔性智能蒙皮多参量测量

飞行器表面气动参数特征是飞行器结构设计和安全评估的重要依据,而风洞试验作为最有效的测试手段,通常面临破坏结构、测量物理量单一等问题。提出曲面共形的柔性智能蒙皮测量技术,集成了多种超薄柔性传感器阵列,通过剪纸–拼接的完全共形方式集成到飞行器结构表面,在不改变结构表面形貌的情况下同步实时测量壁面静态压力、脉动压力、温度、壁面剪应力等多种气动参数。在直流式风洞、射流平台和FL–9风洞中对NACA0012机翼和飞行器尾翼进行了变风速和变迎角试验,分析风洞试验中采集获得的多种气动参数,验证了该系统的可用性,为风洞试验中柔性智能蒙皮多参量同步测量气动特性研究提供参考。     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

防空态势评估系统分析及新型评估模型研究

态势评估是一个时敏、不确定的动态过程。为了正确评估态势、深刻认识评估过程,首先详尽分析了评估所需的18项威胁因子及其作用原理,利用高斯函数将数据模糊化并给出复杂威胁因子的贝叶斯推理模型。在此基础上提出一个优势互补的二级态势评估模型:远方目标未知信息较多时,依照关联规则假设重要未知信息,预测目标的威胁程度;信息完备时使用贝叶斯网络推理,具有更强的可信度。最后,实例仿真验证了该评估模型的正确性及合理性。     

海豚型旋翼桨叶气动弹性稳定分析

本文通过对海豚型旋翼桨叶的气动弹性稳定性分析,研究了一类介于铰接式与无饺式之间旋翼桨叶的气动弹性稳定性。首先,从应变张量出发,运用Hamilton原理推导出旋翼浆叶全耦合运动偏微分-积分方程组;然后,运用摄动法对悬停状态的旋翼桨叶作了颤振分析,从而确定了该桨叶某些在生产、使用和改型中易变的参数,如:挥、摆、变距方向上的约束刚度和阻尼的变化,气动扭转的变化,飞行高度的变化等对气动弹性稳定性的影响关系。研究的结果对海豚型旋翼桨叶的国产化具有一定的实际意义,对进一步探求这类旋翼桨叶的气弹稳定性也具有一定的参考价值。     

Delta算子系统极点有圆形区域约束的鲁棒控制

研究Delta算子描述的不确定线性系统闭环极点有圆形区域约束的鲁棒控制,基于Lyapunov稳定性理论和线性矩阵不等式(LMI)方法,对Delta算子不确定系统进行状态反馈设计,导出满足闭环极点圆形区域约束的状态反馈控制律存在的充分条件,用一个线性矩阵不等式的可行解给出了状态反馈控制律的参数化表示．具体算例说明了试方法的有效性．     

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。     

关联大系统的中性化分散控制与稳定性

本文提出了一种新的关联大系统中性化分散控制方法,可以使大系统处于非中性关联时的性能等同于子系统全解耦时的性能,确保各子系统有完全的自主性,避免了大系统的参数阵出现摄动,从而改进了关联大系统的整体性能。文中根据向量李亚普诺夫函数,在解耦分散控制子系统渐近稳定的条件下,提出了一种根据中性化关联矩阵判断关联大系统稳定性的方法。     

不确定非线性系统的鲁棒输出跟踪

研究了一类具有参数不确定性和外界干扰的仿射非线性系统鲁棒输出跟踪控制问题。首先利用微分几何理论中的输入输出反馈线性化技术钭不确定线性系统通过一非线性状态变换化为线性化规范形，然后利用变结构控制的思想提出了一种基于标称系统和不确定性范数界的鲁棒输出跟踪控制器设计方案，并用李雅普诺夫稳定性理论证明了利用本文设计的跟踪控制器可保证闭环系统是有界稳定的，且稳态输出跟踪误差为零。由于所设计的跟踪控制律连续，克服了常规变结构控制方案可能引起的高频抖振现象。将本文结论应用于一空间飞行器的姿态跟踪控制问题，仿结果表明了该设计方法的有效性。     

高超声速飞机纵向通道的多级模糊逻辑控制

针对飞行过程中高超声速飞机的纵向模型具有不稳定的动态特性,多变量之间的强耦合以及易变的模型参数,采用多级模糊逻辑控制为其纵向通道设计飞行控制系统。该系统由控制内环和控制外环组成,控制内环用于稳定纵向的飞行姿态,控制外环可以确保高超声速飞机对指令信号的准确响应,将两者结合起来设计的飞控系统具有高度非线性解耦控制能力。因其控制过程不依赖于高超声速飞机的精确模型,故保证了系统的强鲁棒性能。仿真研究表明,该控制系统可以维持高超声速飞机的纵向稳定性能。     

一类时滞不确定系统的鲁棒镇定

对于线性时滞不确定系统的鲁棒镇定问题的研究，目前已取得了不少成果。他们利用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法，研究了系统状态中带有时延以及状态系数矩阵中带有不确定性的这类系统的镇定问题。本文则试图利用不等式技巧，把这种方法推广到状态和输入二者都带时延和不确定性的时延、不确定系统的鲁棒镇定问题，文中给出例子说明。     

联接翼布局低速纵向气动特性初探

本文基于低速风洞纵向测力以及涡格法的理论计算结果,初步探索了联接翼布局的低速纵向气动特性,并与相应的机翼、尾翼相分离的正常布局的试验结果作了比较。结果表明,联接翼布局具有许多优点,如较大的升为线斜率C_~α、较大升力系数C_(max)、较大的纵向稳定度、相当小的诱导阻力C_(zi)和较高的巡航升阻比K。还研究了在联接翼前部配置鸭翼对进一步提高和改善其纵向气动性能的可能性。     

安装和不安装垂直嵌板的鸭式飞机横向稳定性研究

研究了带有和不带有伸出的垂直嵌板的鸭式飞机(Velocity-173)的横向稳定性。众所周知，鸭式飞机(Velocity—173)具有良好的纵向稳定性．但其横向稳定性比较差。为了改善其横向稳定性．设计了两种复合材料夹层板．将其安装在垂直尾翼下面．并进行了一系列的飞行试验来研究安装伸出的垂直嵌板的效果。采用解析法和实时参数估计法从飞行试验数据中提取了横向可控能力／稳定性。本的工作验证了安装垂直嵌板对横向稳定性的效果。