一类变结构控制系统滑动模态的特征值条件

在单输入双线性常值变结构控制和比例变结构控制及一般双线性常值变结构控制系统的基础上，将系统推广到一般多输入双线性系统的比例变结构控制，引入排序截尾算子取变结构控制律与状态变量中ｍ个绝对值较大的分量成比例实现对ｎ个被控变量的控制，采用李亚普诺夫方法研究这类系统的滑动模态，得出此类系统产生稳定滑模运动的条件，并对该条件进行讨论和简化，将其表述成系统矩阵与双线性矩阵特征值之间的关系式。同时给出了一个三阶     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

基于被动二次流的射流偏转比例控制

射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量(FTV)技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了主射流偏转的连续比例控制。对低速主射流两侧控制缝压力和射流偏转角进行测量,获得了主射流偏转角随两侧控制缝压力差系数变化的控制规律曲线。结果表明:低速主射流最大偏转角达到19°,在偏转范围内控制曲线分为敏感区和迟钝区。敏感区的控制曲线近似线性,斜率较大,范围约为±15°;而迟钝区的控制曲线斜率较小,在两侧15°~19°的范围内。该结果证实了主射流两侧的压力差是造成其偏转的直接原因。     

微吹气前体非对称涡控制

采用测力、测压以及粒子图像测速(PIV)流场测试试验技术,针对细长弹体大攻角时前体非对称涡控制的问题,应用连续有源微吹气与双出口合成射流微吹气手段,对前体非对称涡控制开展了试验研究。试验结果表明:连续有源微吹气控制时,在不同攻角选择适当的吹气流量可以将侧向力控制为零;双出口合成射流微吹气控制时,改变控制电压可以起到侧向力比例控制的效果。流场测试结果显示,弹体产生侧向力时背风涡为非对称结构,合成射流控制具有一定的控制频选特性。低频控制时,涡左右摆动,时均结果为对称分布;高频控制时,左右涡位置稳定,为对称分布。     

飞机拦阻系统电液比例控制研究

在分析某纯机液飞机拦阻系统不足的基础上,设计了一种新型电液比例控制的飞机拦阻系统,提高了飞机拦阻系统对不同机型、拦停距离及撞网状况的适应能力。推导出系统的输出压力-飞机拦停位移曲线,在此基础上设计了极点配置自校正PID控制器。仿真研究表明,该飞机拦阻系统过渡时间仅为0.05s,响应速度较快,取得了满意的控制效果。