多模型直接自适应执行器故障补偿控制系统

为了更快更好地补偿执行器故障带来的不确定性,发展了一种新的多模型自适应执行器故障补偿控制系统设计方法。首先,分析所有可能的执行器故障模式,得到故障模式集。再针对每一种故障模式,分别进行控制器设计,控制器设计时采用直接模型参考自适应执行器故障补偿控制方法进行设计。然后根据参数估计误差分别计算每种故障模式下系统的性能损失函数,选择性能损失最小的子系统对应的控制器作为当前的全局控制器。最后以飞行控制系统为例进行了仿真,仿真结果表明,所设计的多模型直接自适应执行器故障补偿系统闭环稳定,且有良好的跟踪性能。     

超音速流在正规反射激波系后的参数优化特性

研究了超音速气流中正规反射波加一正激波结构下的参数优化特性，给出了求解这种优化结构的方法，通过计算得到了优化条件存在的区域和优化解的特性，它用可于指导超音速飞行器的进气道及相关装置的设计。     

锥型喷管过膨胀射流中激波后的参数研究

研究了在锥型喷管和理想喷管过膨胀射流中激波后的参数控制问题.通过采用УсковВ.Н所给出的微分动力学相容性条件,得到了激波后气动参数沿激波分布的计算方法.该方法所得到的计算结果与实验结果是一致的.这一方法可用于指导某些气动装置的设计.     

带栅格翼导弹超声速阶段滚转阻尼导数的数值研究

滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数。采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好。计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数变化复杂,由于弹体背风面分离流和栅格翼翼面失速的影响,滚转阻尼导数随着攻角增加有两次明显转折;平板翼的滚转阻尼导数随着马赫数增加逐渐减小,而栅格翼的滚转阻尼导数随马赫数同样呈现两次转折,在Ma=3.5达到最大值。     

高精度火箭橇试验轨道随机不平顺分析

对实测高精度火箭橇试验轨道随机不平顺功率谱密度(PSD)进行B样条插值,得到拟合用PSD平均曲线.对此曲线采用最小X方回归与粒子群优化算法,得到了指数函数形式的PSD函数参数值.基于PSD进行频率采样,利用Monte Carlo法模拟得到随机相位,然后利用Blackman-Turkey法模拟得到试验轨道空间域内的不平顺大小.分析与模拟结果表明:高精度火箭橇轨道随机不平顺具有低频、低幅值和低功率特性.随机不平顺对数PSD值随频率的增加而趋于稳定值.     

末敏子弹气动外形设计与气动特性分析

设计了一种轴向折叠尾翼的末敏子弹气动外形,给出了尾翼的布局方式。对设计的三片尾翼末敏子弹气动外形进行了风洞实验和数值模拟。实验和数值模拟结果表明:三片尾翼的末敏子弹增阻效果明显,并能够提供一定的滚转力矩。流场计算结果表明:流场随迎角的变化很大,且翼体干扰严重。对圆柱部弹身和尾翼的压力系数分析结果表明:尾翼的存在提高了圆柱部、尤其是圆柱部尾部的压力,弹体的存在降低了整个尾翼迎风面,尤其是翼根部的压力,这种翼体干扰现象对于提高末敏子弹的静稳定性有益。     

准稳定三波结构的研究

对超声速流中准稳定三波结构进行了研究，该结构中主激波以一定的速度D沿超声速流运动，它不但引起相应的反射激波运动而且会使激波后气流中的一系列气动力参数发生变化，包括总压、总焓和熵等。本研究给出了这些量与入射激波强度之间的关系。在一定的速度D的情况下，给出了三波结构的力学相容性条件是可以被破坏的。     

地效翼船复杂流场的计算与分析

应用数值计算方法对含有全部附体地效翼船粘性绕流进行计算分析。根据地效翼船的复杂几何特性,构造网格的特有的分块形式,采用标准k-ε湍流模型计算了XTW 4地效翼船巡航状态空气绕流流场,同时将计算得到的结果与实验值进行对比,吻合较好。     

基于自适应控制的近空间高超声速飞行器研究进展

综述了高超声速飞行器数学建模与自适应控制技术。在概述典型数学模型基础上，着重概述了模型参考自适应控制、浸入-不变集非线性自适应控制、自适应动态面反步控制、自适应滑模控制、自适应模糊滑模控制和神经网络自适应控制等多种自适应控制技术在高超声速飞行器中的应用与研究。对高超声速飞行器自适应容错控制技术现状，自适应控制在高超声速飞行器飞行测试中的应用情况进行概述。总结了高超声速飞行器的当前研制项目和技术现状，重点展望了若干种鲁棒非线性自适应控制技术。与已有综述相区别，重点概述自适应控制在解决高超声速飞行器鲁棒、稳定、切换、协调等关键控制问题的研究进展。     

超声速流中三波结构的参数优化研究

对三波结构的参数进行了探讨，给出了在反射激波和主激波后一些气动力变量的比值存在极值，文中称这种结构为优化结构，当给定气流的马赫数时，理论上就可确定优化三波结构的入射激波强度和存在区域，这可为一些超声速气动装置的设计提供参考依据。