基于动态补偿的多电机控制算法

多电机协调控制达到转速一致是电机控制中的一个关键难题，外加负载变动和电机参数变化时会引起电机性能的下降，达不到良好的控制效果。为使电机间保持转速同步，建立了永磁同步电机d-q坐标系下的矢量控制数学模型，基于转速跟随控制，提出一种基于单神经元PID的变增益速度补偿器进行偏差耦合控制。在MATLAB/Simulink建立了3台永磁同步电机的仿真模型。仿真结果表明，与传统PID固定增益速度补偿器算法相比，单神经元PID的变增益速度补偿器具有更强的鲁棒性以及更快的收敛性。     

火星探测器捕获段自适应卡尔曼滤波方法

天文导航是一种广泛应用于深空探测任务中的节能、高效的导航方式。基于轨道动力学模型和星光角距的卡尔曼滤波方法已经被成功应用在天文导航系统中。在捕获段由于探测器所处动力学环境复杂,未建模的加速度误差,星历误差等都会造成过程噪声统计特性不完全。针对以上问题,提出一种根据新息和残差序列的变化趋势来调节过程噪声协方差阵的自适应平方根容积卡尔曼的方法（AQSCKF）。该方法先分别利用新息和残差计算调节因子,然后判断新息和残差的变化趋势,当新息和残差的变化趋势一致时,取二者调节因子的均值作为过程噪声方差阵的调节因子,对其进行调节。此外,本文还将该方法与传统的只利用新息或残差在线调节协方差阵的平方根容积卡尔曼滤波（SCKF）方法进行对比,仿真结果表明,在解决由于过程噪声统计特性不能完全已知的问题上,AQSCKF算法不仅能显著提高导航精度,并且具有很好的稳定性。     

进气装置对燃烧室内流场的影响研究

针对采用双轴向旋流器的单头部矩形燃烧室模型,利用粒子图像测速仪(PIV)技术测量了常温常压状态旋流器下游速度场,分析PIV瞬态结果,研究了上下射流之间的相互作用对流场的影响。结果表明,速度场变化剧烈,上下射流的相互作用影响回流区和二次区的形成,回流区和二次区涡的运动有明显的三维特征;同向旋流器下游速度场对称性好,回流区轴向延伸更大,主燃射流倾角更大;而反向旋流器下游掺混射流速度较大,射流穿透性更强。     

磁暴数统计特性研究

Dst是一个表征磁暴强度的空间天气指数. 通过统计1957-2008年 发生的中等磁暴(-100<Dst≤ -50nT)和强磁暴(Dst ≤ -100nT)在太阳活动周上升年、极大年、下降年和极小年的时间分布情 况, 分析其随季节变化的统计特性, 进而讨论了引起磁暴的原因. 结果表明, 对于同一太阳活动周, 极大年地磁暴发生次数远大于极小年地磁暴的发生次数, 这与太阳黑子数的变化趋势是一致的; 通常太阳活动周强磁暴出现双峰结构, 而第23周中等磁暴出现双峰结构, 强磁暴则出现三峰结构, 这可能与1999 年强 磁暴发生次数异常少, 使1998年凸显出来的现象有关; 磁暴主要发生在分季, 随着Dst指数的增加, 磁暴发生次数明显增加.      

双锥流量计气液两相流流量测量模型研究

气液两相流广泛存在于化工、动力、炼油、油气开采与输送等领域,其参数的传感与测量是工业系统中难以回避的一个难题。提出一种双锥结构的新型差压式流量测量方法,设计并加工了直径比分别为0.5、0.6、0.7、0.8和0.9的双锥流量计,分析了不同直径比双锥流量计对单相介质的测量特性。以空气和水为介质,开展了水平管气液两相流流量测量实验研究。通过分析准气相流量比与 Lockhart-Martinelli 常数的关系,基于分相流理论建立了适合双锥流量计的两相流流量测量模型。实验结果表明,在不同直径比下准气相流量比与 Lockhart-Martinelli常数均具有优良的线性关系,流量测量模型对气液两相流总流量测量的误差可在6%以内。     

深空探测器接近段自适应滤波方法研究

天文导航是一种广泛应用于深空探测任务的全自主导航方法.基于状态模型和量测模型的非线性卡尔曼滤波方法在天文导航中被广泛使用.卡尔曼滤波要求状态和量测模型误差是高斯白噪声且先验协方差信息已知,但在深空探测器天文导航系统中,状态模型和量测模型噪声通常不能精确知道且是时变的.因此,自适应卡尔曼滤波器广泛用于解决状态和量测模型误差未知且时变的问题.本文首先结合火星探测器接近段的实际情况分析了火星探测器接近段模型噪声的时变特性,然后对三种常用的在线调节自适应滤波方法在火星探测接近段的滤波表现进行了仿真实验.      

战斗机武器外挂投放与内埋投放比较

为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。     

地面停放飞机毁伤评估研究

针对导弹破片的杀伤作用,在地面停放某型飞机的物理易损性和功能易损性模型的基础上,结合抢修性,建立了综合易损性模型,并以综合功能余度为主要依据,定义了地面停放飞机的毁伤等级,确立了毁伤等级的评估方法和评估流程,对地面停放飞机的毁伤评估具有参考价值。     

基于多Agent协同诊断的飞机液压系统综合监控技术

 通过对智能化诊断技术的研究,提出将人工智能多智体（Agent）技术应用于飞机液压系统综合监控系统中。构建了基于多种油样分析的多智体协同诊断专家系统方案,并开发了飞机液压系统状态监控专家系统（AHMES1.0）,应用于飞机液压系统的磨损故障监控。专家系统由污染分析Agent、理化分析Agent、铁谱分析Agent、光谱分析Agent、融合诊断Agent及综合诊断Agent构成,综合诊断Agent负责控制和管理其他Agent进行协同诊断。根据飞机液压系统诊断的实际情况,给出了各Agent的诊断规则。最后用实际的故障案例进行了验证,表明了多智体协同诊断的有效性。     

高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.