再入飞行器自适应最优姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题，应用自适应动态规划（ADP）理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题，提出单网络积分型强化学习（SNIRL）算法进行求解，该算法简化了积分型强化学习（IRL）算法在迭代计算中的执行-评价双网络结构，只需要采用评价网络估计值函数就可以求得最优控制律，其收敛性得到了理论证明。基于SNIRL算法设计了自适应最优控制器，并证明了闭环系统的稳定性。通过数值仿真校验了SNIRL算法比IRL算法计算效率更高，收敛速度更快，并校验了自适应最优姿态控制器的有效性 。     

基于改进准则法的复合壳阻尼结构拓扑减振动力学优化

针对复合壳阻尼结构的拓扑减振优化问题，以约束阻尼层的有限单元为设计变量，采用体积比、模态频率和振型为优化约束条件，构建以多模态权重系数的结构模态损耗因子数值关系为优化目标函数的拓扑减振优化模型。为了拓展优化目标灵敏度具有不局限于某一变密度法插值模型的形式，推导了数值表达式的一般函数式。动力学优化中优化目标灵敏度正、负数集共存，使得非凸性的目标函数设计变量出现负值或优化函数寻优于局部极值点。为此，推导出复合壳阻尼结构的全域灵敏度改进优化准则法迭代格，以确保每次迭代域均为全域设计变量集。结合有限单元法编程实现了复合壳阻尼结构改进准则法，并对复合壳结构进行拓扑减振优化分析。结果表明：在敷设体积减为全覆盖的50%时，复合壳结构的模态损耗因子增减偏差为10%，具有提升减振的轻量化设计目的；各阶目标函数和拓扑构型所需的迭代次数少，中间密度区域较小，多阶优于单阶模态优化函数，易于获得全域寻优的有效减振。     

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

永磁同步电机最优滑模控制

为了减少永磁同步电机调速中的动态误差,提出了一种积分性能最优的滑模控制方法。该方法以滑模控制中的动态误差为性能指标,在此基础上建立最优切换函数,并采用最优控制理论对滑模控制器进行设计。用该方法设计的滑模控制系统,通过滑模面斜率的连续变化,能够加速系统状态变量到达滑模面的过程,极大地提高对参数摄动和外部干扰的鲁棒性。仿真结果表明,该时变滑模面控制方法使系统具有无超调、快速、稳定等优点,提高了系统的鲁棒性。     

质量矩导弹固定时间二阶滑模控制方法

针对三轴稳定的双滑块质量矩导弹，基于动态系统零点配置原理提出一种快速固定时间二阶滑模控制方法。首先建立具有完整耦合动力学特征的质量矩导弹姿态动力学模型；其次，基于典型动态系统进行零点配置原理分析和收敛时间估计；在此基础上，提出动态过程可调节的固定时间二阶滑模控制方法，并对系统收敛时间的上界进行估计；最后，针对质量矩导弹的仿真校验了设计方法的有效性。     

雷达/红外复合导引头抗干扰跟踪方法

为了有效应对强噪声干扰、箔条干扰以及红外诱饵干扰,提出了一种雷达/红外复合导引头抗干扰跟踪方法.该方法通过导引头观测信息关联度的检测、新息方差迹值的比较,进而对于扰进行判断,然后选择合适的导引头工作模式对目标进行跟踪.仿真结果表明,所提出的协同跟踪方法不仅可以保证较高的跟踪精度,而且可以保证在干扰环境下对目标跟踪的连续性与稳定性.     

基于比例复数积分+重复控制的三相LC并网逆变器控制策略研究

针对传统PI控制的局限性,采用基于复数域的比例复数积分(PCI)控制与重复控制并联的新型控制策略,其中PCI控制可以在给定条件下消除交流稳态误差,重复控制能够抑制并网电流谐波,提高稳态控制精度。该新型控制策略可以较好地控制交流信号,能直接应用于三相abc坐标系,省去坐标变化环节,节约逆变器控制系统成本。最后通过MATLAB/Simulink仿真平台,建立LC型滤波器的逆变器并网模型,仿真分析证明了该控制策略的可行性。     

阵风载荷减缓系统故障分析

阵风引起的额外载荷会引起飞机结构疲劳,降低结构使用寿命。采用非定常气动力有理函数拟合方法建立时域状态空间下的动力学系统,设计了阵风载荷减缓系统。研究了阵风载荷减缓系统3种典型故障模式(副翼偏转饱和、舵机卡死、副翼偏转延时)的力学建模方法,并对机翼在阵风减缓系统故障模式下的阵风响应进行分析。仿真结果表明,3种故障模式均不利于阵风载荷减缓系统对阵风载荷的减缓,对于一些特定情况,故障模式下的阵风载荷减缓系统不仅不能减缓阵风载荷,还会带来由副翼偏转不当引起的额外负载。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

基于滑模反演控制的稳定平台齿隙非线性补偿

针对航空遥感惯性稳定平台中齿隙非线性带来的不稳定问题，结合反演控制和滑模控制的优点，在传统反演控制的每一步迭代过程引入与齿轮运动状态相关的基于连续饱和函数的动态滑模面，设计了相应的滑模反演控制器。在保证了系统误差快速收敛的同时，抑制了反演过程中的误差积累，实现了系统非线性误差精确补偿。仿真实验结果表明，与传统反演控制相比，滑模反演控制显著降低了齿隙非线性对系统动态性能的影响，有效提高了系统对期望角位置、角速度的跟踪性能。