采用分布式压电驱动器的翼面热颤振主动抑制

高超声速气动加热会严重影响飞行器结构的颤振特性,本文开展了采用分布式压电驱动器的热颤振主动抑制方法研究。以某飞行器小展弦比翼面为研究对象,进行了常温和热载荷边界条件下的结构振动和颤振分析。在此基础上,对频域非定常气动力进行有理函数拟合,建立包含压电驱动器的翼面耦合结构系统状态空间形式的运动方程;对典型热载荷边界条件下的被控对象设计颤振主动抑制控制律,分别设计出LQG及PID控制器;对比分析了系统开、闭环颤振特性。结果表明,通过主动控制律的实施,达到了热颤振主动抑制的目的,验证了这种颤振主动抑制方法的有效性     

中缅民航空中交通管制协调会在昆明举行

2005年1月20日昆明区域管制室与仰光区域管制室之间新的管制协议生效以来，由于缅方通信及监视设备在双方移交点附近区域作用距离受限，出现多起未按管制移交协议规定的高度层移交或者根本没有移交就飞入我区域的不正常情况，严重扰乱了我方正常的工作秩序。为加强协调配合，消除安全隐患、理顺工作程序，     

自动变桨距螺旋桨电推进系统能效优化方法

为了提升自动变桨距螺旋桨电推进系统的整体效率,引入最优功率控制规律：自动变桨距螺旋桨电推进系统可根据飞行工况和推力需求,同时调节桨距角和螺旋桨转速两个变量,最终获得一组桨距角和螺旋桨转速的组合,使得推进系统在满足推力需求的情况下实现最小的功率消耗,最终达成飞行任务剖面内最小能耗控制的目标。为了验证方法的有效性,针对同一电推进系统,分别采用最优功率控制规律和恒速控制规律完成相同的飞行任务剖面,获得了两种控制规律下的螺旋桨推进效率、电动机效率、电推进系统总效率和电推进系统能耗数据。结果证明：相较于恒速控制规律,最优功率控制规律能够有效的提升电推进系统效率并降低能耗,完成相同飞行任务剖面的能耗降低6.3%左右。     

电机调速领域的发展方向——变频调速

一、直流调速与交流调速的优劣比较 工程上,把可调速的电力拖动系统分为直流调速系统和交流调速系统;过去在要求响应快、精度高的调速场合都采用直流调速。直流调速以其简单的工作原理和在精度、调速范围起制动性能上优于交流调速系统在调速领域占据主导地位。     

双目标约束下的航空发动机分布式控制系统最优保成本容错控制

针对带参数摄动、Markov时延、数据丢包和外部干扰的航空发动机分布式控制系统,研究了当执行机构发生部分失效故障时的被动容错控制问题,在H∞性能指标和成本性能指标双重约束下设计了最优保成本容错控制器.首先对系统模型中的各不确定参数进行量化描述,并在此基础上建立整个闭环系统的增广模型;其次证明了双目标约束下闭环系统渐进稳定的充分条件,并给出保成本容错控制器的设计方法;基于双目标相容性理论,得到最优保成本容错控制律的求解方法.仿真结果表明最优保成本容错控制器能够在执行机构发生区间内的任一随机故障时保证闭环系统渐进稳定,并具备一定的H∞性能.且当发动机低压转子转速发生1%阶跃变化时,最优保成本容错控制器的主燃油流量和尾喷管临界截面积峰值仅为最优鲁棒H∞容错控制器的16.03%和16.93%.     

压电陶瓷用于纳米定位系统的研究

压电陶瓷PZT用于纳米定位系统的研究，给出了一种二维纳米定位机构和有效消除压电陶瓷压电误差的方法，设计了闭环数字控制系统．实验表明：该定位系统行程10μm,定位精度10nm，定位分辨率达2nm．     

频率调制半导体激光绝对干涉测距研究现状

介绍了近年来研制的频率调制半导体激光绝对干涉测距系统，对其优缺点进行了分析，并指出该技术今后发展需要解决的几个问题．     

半球谐振陀螺信号检测与动态性能改进方法的研究

半球谐振陀螺是一种全新的固体陀螺,具有独特的结构和工作方式。针对 半球谐振陀螺信号的提取、检测与控制,提出了半球谐振陀螺信号检测的改进方法和自 主开发的力平衡控制电路系统,以及其动态性能指标的改善方法,实验结果表明了该技 术效果显著。研究可为半球谐振陀螺提供理论研究和工程应用参考。     

基于机动襟翼的大型飞机直接升力控制方法

分析当前大型飞机着陆过程安全性低、精度差的原因,提出采用机动襟翼提供直接升力控制的飞机着陆纵向控制方案,设计采用迎角、空速、升降速度、升降加速度反馈及PID控制的综合着陆纵向解耦控制结构,使飞机实现着陆纵向轨迹和姿态的准动态解耦控制,并且使着陆轨迹控制和姿态控制均达到动态性能要求,从而提高飞机着陆的安全性和着陆精度。采用基于遗传算法的优化过程,实现对多通道多参数着陆纵向控制律的优化设计。对某大型飞机进行了着陆纵向控制律设计及仿真分析,表明所采用的着陆纵向控制方案可行,所设计的控制结构能够保证大型飞机的着陆安全,并提高了着陆精度。     

FLUENT软件的二次开发及其在火箭气动计算中的应用

针对火箭设计过程中的气动特性计算,在计算流体力学软件FLUENT的基础上进行二次开发,从后台启动FLUENT进程,生成参数文件,采用批处理功能自动控制计算过程,减少用户工作量,极大地提高了设计效率。以两种不同的火箭构型为例,计算了在攻角α=4,°Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,2.0,4.0,6.0状态下的气动特性。给出了火箭升力系数、压心系数和阻力系数随马赫数的变化规律。计算结果与实验数据吻合良好,精度满足设计要求,计算的气动数据可以为火箭的初步设计提供参考和依据。