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91.
基于WPI的多操纵面飞机积分滑模容错控制 总被引:1,自引:1,他引:0
针对含位置和速率限制、故障重构存在误差和时滞下的过驱动飞行器损伤故障的容错控制问题,提出了一种基于动态自适应加权伪逆法(WPI,Weighted Pseudo Inverse)的积分滑模主动容错方法.采用指令限制模块对饱和控制信号及瞬时干扰进行限制,设计了动态自适应控制分配律逐步减小指令饱和,同时通过故障估计值修正控制分配律来直接补偿气动力损失,降低了故障对系统稳定的影响;设计积分滑模律实现了含重构不匹配和时滞的稳定控制.仿真结果表明,所设计的控制器能快速准确地跟踪参考指令,对时滞具有较强的鲁棒性,同时对损伤故障具有较强容错能力. 相似文献
92.
结合粗集的属性约简和支持向量机的分类机理,提出了一种融合算法.应用粗集理论的属性约简过程作为数据的预处理,把冗余的属性和冲突的对象从决策表中删去,却不损失任何有效信息;然后利用支持向量机进行分类识别.这样可以大大降低数据维数,减小支持向量机分类过程中的复杂度,在不同程度上避免了训练模型的过拟合现象,且分类性能更加优越.最后通过对雷达信号识别的仿真实例说明了上述方法的有效性. 相似文献
93.
开展了基于无源腔的单膨胀斜面喷管(SERN)流动控制方法研究,采用标准k-ε两方程湍流模型,通过求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,数值研究了过膨胀状态下无源腔结构对SERN内部流场和性能的影响.计算结果表明:与原型SERN相比,落压比为8时,无源腔结构的存在促进SERN上膨胀斜面流动的分离,改变SERN内部流场结构,影响SERN上膨胀斜面压力分布,从而使SERN的轴向推力系数提高1.75%,同时不会带来低头力矩的恶化.在落压比为3~13范围内,无源腔结构的存在促进了无源腔附近附面层流动分离,减少了SERN内激波串数目,并使SERN上膨胀斜面压力峰值增加,提高SERN轴向推力系数. 相似文献
94.
针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。 相似文献
95.
在空中格斗中,使用过失速机可获得显著的成熟优势,而飞机在大迎角和高角速率的情况下,其动力学具有强耦合性和非线性,本文讨论了应用非线性动态逆进行超机动飞机飞行控制系统的设计,飞机的的动力学分成快慢两组变量,角速率是快变量,姿态角是慢变量,对快变量进行非线性逆控制器的设计,以此来稳定纵向短周期运动,并通过气动舵面与推力矢量的融合,来改善大迎角范围内的侧向响应,对慢变量进行非线性逆控制器的设计可使飞行员 相似文献
96.
首先基于弹性地基曲梁的理论和计算方法建立了管片的控制微分方程,根据圣维南原理推导了裂缝间距相应中心角应满足的卓越方程,并由此得出了管片在不利荷载组合作用下产生的裂缝间距,进而分别确定了在相同和不同裂缝间距情况下的裂缝宽度,并进行了实例计算,与规范计算相比更接近实际情况,说明可以采用本文的建议方法分弧段进行裂缝参数计算. 相似文献
97.
98.
99.
100.
在南航非定常风洞内,对三角翼模型在定常和非定常自由来流中做俯仰运动的动态气动特性进行了实验研究.利用模糊逻辑建模方法,对实验获得的非定常气动力数据进行了建模,并将非定常气动力模型应用于过失速机动中70°迎角定直飞行的仿真计算,分析了含自由来流非定常变化影响的非定常气动力数据对过失速机动飞行特性产生的影响.研究表明,考虑自由来流非定常变化的非定常气动力对飞机飞行过程中运动参数的变化和控制律设计都产生较大影响.因此在新一代战斗机的设计、研制中,深入研究飞机的非定常气动特性是十分必要的. 相似文献