小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

鲁棒EKF在脉冲星导航系统中的应用

针对脉冲星导航系统的滤波问题,传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法存在不能克服系统模型存在不确定性参数以及乘性噪声等缺陷,提出一种鲁棒EKF算法。首先,分析了状态预测误差方程和估计误差方程,利用统计学原理,得到了状态预测方差矩阵和状态估计方差矩阵计算等式。由于系统模型存在不确定性参数,状态预测协方差矩阵和状态估计协方差矩阵无法计算;因此,利用4个重要矩阵不等式,分析并找到预测方差矩阵和状态估计方差矩阵的上界。最后,利用状态估计误差协方差矩阵上界设计状态增益矩阵,使得状态估计协方差矩阵的迹最小。将该算法对脉冲星导航系统进行仿真,仿真结果验证了所提算法的有效性。     

重载航空负载模拟器非线性最优前馈补偿控制

重载航空负载模拟器是用来模拟"C919"、"运-20"等重载飞机舵面工作载荷的地面仿真平台。设计了一种重载航空负载模拟器,采用非对称缸作为执行机构以在小体积下完成大载荷加载。为了消除多余力对重载航空负载模拟器加载精度的影响,分析了非对称缸正反向运动和大载荷变化下伺服阀流量增益的非线性变化对前馈补偿函数的影响,并设计了非线性参数估计控制器。同时分析了加速度等动态参数变化和静态参数的误差对多余力消除的影响,设计了参数最优控制器。仿真和试验结果均表明,相比于传统前馈补偿控制器,所设计的非线性最优前馈补偿控制器下的加载精度和多余力抑制能力提高了50%以上。     

折叠式群伞充气接触的膜索非线性有限元算法

降落伞由折叠到打开的充气过程和多束降落伞捆绑在一起充气的过程都伴随着一个高度非线性的柔性结构接触问题,因此模拟降落伞群伞流固耦合问题必须首先解决降落伞群伞非线性结构接触的数值模拟问题。对于降落伞这类柔性瞬变非线性织物结构,数值模拟织物系统的接触现象以及预测接触结果对降落伞工作状况的影响对于降落伞群伞设计具有很重要的指导意义。基于三维降落伞膜索非线性有限元编程模拟技术设计了一种针对单伞和群伞非线性动力系统的接触搜索算法,推导设计了针对接触随机性的接触切线刚度矩阵计算方法。针对降落伞群伞非线性有限元计算的庞大数值计算量,设计编写了一种基于消息传递接口(MPI)通信协议的膜索结构并行接触模拟FORTRAN程序,测试了该数值模拟程序的并行计算效率。针对高度折叠的C-9降落伞群伞充气问题,使用PC-Cluster计算机群进行了数值仿真模拟,验证了该接触非线性有限元程序的计算效果,预测了C-9降落伞群伞的接触过程,并分析接触现象对降落伞群伞充气工作的影响。     

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

MIMO仿射型极值搜索系统的输出反馈滑模控制

针对一类多输入多输出(MIMO)仿射型非线性极值搜索系统的控制问题,提出了一种输出反馈滑模控制方法。将原系统分解为若干个单输入单输出(SISO)极值搜索子系统,并针对每个极值搜索子系统,考虑到系统状态量不可测的特点,以斜坡函数作为新系统输出量的参考跟踪信号,采用输出跟踪误差以及该误差符号函数的积分值建立切换函数,设计得到基于输出反馈的滑模极值搜索控制律。稳定性分析证明:在任意初始条件下,本文方法可使系统的输出量全局收敛至期望极值的任意小邻域内,并且所有状态量均一致范数有界。仿真结果验证了本文方法的有效性。      

PN制导律多模型自适应辨识滤波方法

针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引（PN）制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。     

航天器轨迹偏差的非线性非高斯预报方法

针对航天器轨道偏差传播问题,提出一种高斯和模型与状态转移张量结合的预报方法。该方法使用多个子高斯分布加权拟合状态偏差分布,再以高阶状态转移张量分别预报每个子高斯分布,以捕获偏差分布的非高斯性,减小预报误差。将其应用到航天器二体轨道问题中,对比分析不同方法的预报结果。仿真结果表明,该方法可以逼近Monte Carlo仿真的预报精度,并显著提高计算效率,对长时间预报问题,效率提高可达数十倍。该方法面向一般的非线性系统状态偏差预报问题,尤其在长时间仿真预报时兼具很好的精度和计算效率。     

温度变化对包带装置预紧力影响分析与验证

为研究温度变化对包带装置（CBD）预紧力的影响,提出包带装置温度影响系数计算方法:解析法和基于ABAQUS软件的仿真计算方法,并通过包带装置温度试验对提出的方法进行校验。结果表明：由解析法得到的结果与试验值偏差在5%以内;由仿真计算得到的结果与试验值偏差在15%左右,针对这一偏差,通过将仿真计算结果乘以1.15倍修正系数来对仿真计算方法进行修正。将研究结果应用于包带装置预紧力计算,在传统的包带装置预紧力计算公式中增加温度补偿项,提出了含温度影响的包带装置预紧力计算公式,可保证在最低温度环境下,包带装置预紧力仍然可以满足星箭力学承载要求、星箭连接要求;本文也提出在最高温度环境下,包带装置预紧力达到最大值,这为包带装置强度校核提供计算依据。     

高超声速飞行器纵向大攻角非线性失稳分析与控制

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。