自由边界抛物薄壳的模态振型函数

基于membrane理论,推导出一组完全满足抛物薄壳自由边界条件的模态振型函数.通过模态分析实验得到自由边界抛物薄壳的低阶模态实验振型,将实验振型与有限元分析振型及依据模态振型函数所得到的理论振型进行对比,三者能够较好的吻合,表明所推导的模态振型函数可正确描述抛物薄壳的模态形状.     

高精度快速趋近滑模变结构末端导引方法

针对反导拦截过程中拦截时间短时传统比例导引制导脱靶量大的问题,运用滑动模态变结构控制理论,提出了快速趋近滑模制导律及高精度制导信息快速提取算法,在典型交战条件下与比例导引、扩展比例导引及开关偏置比例导引方法进行了仿真对比,结果表明该制导律实现了滑模趋近的快速性,有效抑制了指令的发散,滤波算法能快速有效提取有色噪声条件下制导信息,大大提高了制导精度,为高精度反导拦截打下了基础.     

基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法

将云模型与BP(back propagation)神经网络以串联方式有机结合,首先利用云变换方法进行网络的结构辨识和云模型的特征提取,同时通过在输入层引入单位延时环节描述发动机工作过程动态特性,研究提出了基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法.结合实际试车数据的验证结果表明,该方法能够准确识别发动机已有的3种故障模式,通过在试车数据中添加0期望、0.2标准差的随机噪声的方法来模拟环境噪声和测试过程中产生的随机噪声,根据持续性原则,方法仍能够正确进行故障检测与分类.方法单步运行时长为1.124×10-4s,完全能够满足实时性要求.      

亚声速轴流压气机失速监测方法试验

为了研究轴流压气机失速先兆信号监测的有效算法,对亚声速轴流压气机试验台的孤立转子在不同转速下,从稳定工况到失速工况叶顶不同轴向位置进行了动态压力信号测量试验,采用自相关分析和方差分析算法对试验数据进行了对比分析。结果表明,该压气机为突尖型失速,在叶顶前缘附近能明显感受到失速先兆信号,自相关分析监测到失速先兆信号的时间明显早于方差分析,可更有效的达到失速预警的作用。     

航空发动机多模型预测滑模控制

针对航空发动机是一个不确定性的强非线性系统,借鉴多模型方法和预测控制思想,提出了航空发动机多模型预测滑模控制。对航空发动机飞行包线进行划分,建立了航空发动机状态空间多模型;对每个模型分别设计了预测滑模控制器,以滑模轨迹为预测模型,进行滚动优化、反馈校正求取控制量,并根据前几时刻与发动机的匹配程度选择当前时刻的控制器;推导出了其稳定性的条件。仿真结果表明,所设计的控制器控制效果令人满意,能有效抑制参数摄动和干扰的影响。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

悬丝支承型加速度计静态温度模型辨识及温度补偿方法研究

为了消除环境温度变化对悬丝支承型加速度计精度的影响,采用最小二乘法拟合建立了-50～68℃温度范围内加速度计模型系数零偏K0和标度因数K1的温度模型。由TMS320F2812 DSP和测温模块LM47172组成的硬件系统,根据温度模型对加速度计输出进行补偿后,加速度计输出的拟合均方根误差保持在10-4g数量级以内,比未采用温度补偿时提高了一个数量级,补偿效果明显。     

高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究

在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼-身组合体绕流流动的控制效果.结果表明:在来流风速100m/s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30%,升阻比最大提高80%.研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础.     

天线波束指向控制对TOPSAR成像质量的影响

星载TOPSAR模式天线波束指向控制对其成像质量有重要影响。基于成对回波原理,分析了星载TOPSAR模式波束指向控制对方位向信号的调制规律,建立了星载TOPSAR模式方位向波束指向步进控制的数学模型,并利用傅里叶级数展开给出了波束步进控制下的天线方向图表达式,最终推导出了方位向成对回波的幅度和位置的表达公式,定量描述了波束指向步进控制与成对回波幅度和位置之间的联系,为星载TOPSAR模式波束指向步进控制指标的合理设计奠定了基础。最后,计算机仿真表明了理论分析结果的正确性。     

飞行器最优末制导律的自适应PID滑模设计

针对传统最优末制导律作用下再入飞行器易受外界因素干扰和气动力变化的影响,致使命中精度较低、鲁棒性较差的问题,在弹目运动方程存在参数不确定性情况下,提出一种基于自适应PID滑模扰动观测器技术的鲁棒最优末制导律。其中滑模扰动观测器能够在线消除系统扰动影响,而自适应PID滑模可以有效去除抖振。基于Lyapunov稳定性理论的证明过程及数值仿真结果均表明,该末制导律不仅使飞行器各项性能指标均达到指标要求,并且保证了较高的命中精度和较强的鲁棒性。