基于迟滞鲁棒性的自动车队队列稳定性控制

基于车辆纵向迟滞动态模型,对自动车队队列稳定性以及控制方法进行分析研究.建立考虑迟滞因素的车辆纵向迟滞动态模型,在此模型的基础上建立基于固定时间间距策略的滑模控制器和比例积分微分(PID,Proportion Integration Differentiation)控制器,然后依据队列稳定性判断准则分别对两种控制器进行队列稳定性分析并分别得到相关的队列稳定性条件.定量比较分析和仿真比较分析结果显示,PID控制器具有更强的迟滞鲁棒性.     

运输类飞机型号合格审定试飞中的湿跑道试飞

对运输类飞机型号合格审定中的湿跑道试飞进行了详细分析讨论。对比国内外相关规章、标准和其他资料,给出了湿跑道的判断准则,分析了湿跑道试飞的条件,重点分析和论述了加速-停止距离、起飞距离和起飞滑跑距离两个湿跑道试飞科目。所做工作对于运输类飞机湿跑道试飞具有指导和参考意义。     

一种适用于进近尾流间隔缩减的机型聚类方法

目前,我国广泛使用的尾流间隔标准过于保守,导致机场跑道容量受限。以进近航空器的尾流遭遇问题为研究对象,首先研究进近尾流安全间隔缩减方法,获取缩减后的临界尾流间隔;然后基于主成分分析法（PCA）对 BADA 数据库中的航空器性能数据降维,提出一种适用于进近尾流间隔缩减的机型层次聚类方法;最后采用该方法得到新的机型分类结果并构建缩减后的尾流安全间隔标准。结果表明：本文所使用的机型层次聚类方法与国内外航空器分类方法具有较好的一致性,在长沙黄花国际机场的主流配对机型间,所获取的进近航空器尾流间隔标准与传统尾流间隔标准相比可以缩减 0.8 km 以上。     

湍流边界层厚度对三维空腔流动的影响

采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5:1:1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×10⁶ m^-1,各工况湍流边界层厚度比值为1:2:4:8。研究结果表明,湍流边界层厚度对自由剪切层的发展、空腔底部静态压力分布、脉动压力及空腔流动类型均有重要影响,且随着边界层厚度的增大,下游剪切层覆盖的范围会增大,但是剪切层增长率降低;空腔前后静态压力压差减小、压力梯度下降;腔内局部测点的脉动压力声压级下降,各阶声压峰值频率向低频方向偏移;空腔流动类型往开式流动方向转换。     

多频GNSS电离层折射误差修正方法CSCD

针对电离层折射误差较大的特点,分别对GPS(Global Positioning System)和BDS(Bei Dou Navigation Satellite System)的单一频率的电离层折射误差进行了分析,并将不同频率进行线性组合,计算出组合后的电离层折射误差。此方法修正了双频一阶项、三频一阶项和三频二阶项电离层折射误差。由于电离层延迟修正的同时会放大观测噪声,为此分析比较了不同频率组合修正后的观测噪声,为最佳频率组合的选取提供了理论方法。     

基于编队控制的自适应HELLO更新算法

在无人机(UAVs)编队自组织网络中,针对无人机之间位置信息更新周期不合理,从而导致编队控制不稳定和控制开销过大的问题,提出一种基于无人机编队控制的自适应HELLO更新算法。该算法应用编队控制稳定性理论推导出无人机组成期望编队的控制延时上限,结合该延时上限和编队运动状态自适应地设定HELLO更新周期。仿真结果表明,本文提出的算法与固定HELLO更新周期算法相比,既能保证在组编控制过程的稳定性,又能实时维护稳定阶段的链路,并且显著减少网络中不必要的控制开销。      

尾座式无人飞行器鲁棒容错编队控制

针对尾座式无人飞行器编队在执行器故障、严重的非线性和耦合性、参数不确定性、外界扰动等影响下的容错控制问题进行了研究。提出了一种鲁棒容错编队控制方法来实现一群尾座式无人飞行器在执行器故障情况下的期望编队飞行。所构建的控制器由2部分组成：标称控制器和干扰补偿控制器。设计标称控制器使系统实现期望的控制性能,利用干扰补偿控制器抑制多种不确定性和执行器故障的影响。通过理论分析证明了系统的鲁棒稳定性,并通过数值仿真验证了算法的有效性。     

电机-变距螺旋桨动力系统功率优化控制

电动螺旋桨无人机应用越来越普及,但普遍续航时间较短,提高电动力系统效率、降低功率消耗是提高航时的主要措施。电机-变距螺旋桨动力系统（以下简称变距电动力系统）可同时改变转速、桨距两个量,存在桨距和转速的最佳组合,使系统功率最小。相比电机-定距螺旋桨动力系统,其在耗能方面具有特殊优势,但如何达到最小功率点,目前研究较少。针对上述问题,为提高计算效率,便于控制研究工作的开展,首先基于改进天牛须算法的BP神经网络训练得到变距电动力系统的神经网络代理模型。接着提出了一种变距电动力系统功率优化控制策略：在一定入流速度、拉力需求下,基于自适应扩展卡尔曼滤波-牛顿法实时优化桨距,并在一定桨距下利用模糊PID控制系统转速以达目标拉力,实现目标拉力需求下的最小功率控制。仿真验证结果表明,提出的功率优化控制策略鲁棒性更强、优化速度更快、收敛效果更好。     

高超声速飞行器飞行动力学特性不确定分析

 高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动力学模型基础上,利用非概率区间来描述模型中的不确定参数,并将复特征根不确定范围求解问题转化为频率和阻尼比两个实数的不确定区间分别求解,给出了动力学模态特征根、频率及阻尼比的不确定边界。分别采用直接蒙特卡罗(DMC)模拟方法、基于泰勒展开的区间分析方法(TIAM)和基于多项式逼近的区间分析方法(CIAM)对高超声速飞行器飞行动力学不确定性进行了研究。结果表明:CIAM计算时间适中,且给出的边界更为准确、安全,适合在控制系统设计和验证过程中使用。     

基于Origin语言的某型教练机发动机燃油系统故障诊断与分析

某型教练机在低空大表速飞行时,其发动机在最大状态下的供油量超过了发动机在各个状态的最大燃油流量软件值（GT=2300kg／h）,发动机从主燃油流量控制转为发动机应急流燃油量控制。本文对发动机色行数据进行了深入分析,同时结合发动机的三大特性,对其控制系统软件进行更改,经过后续飞行验证．发动机燃油控制系统下作正常。