环量控制技术在飞机纵向俯仰控制中的应用

为了显著提高升力、改善短距起降性能,并减少维护和减少雷达散射面积,对环量控制技术在飞机纵向俯仰控制中的应用进行了研究。首先介绍了环量控制技术及其发展,并建立了双射流孔环量控制器的数学模型。针对某一算例飞机,建立了飞行动力学模型,为了验证环量控制代替传统控制面的可行性,采用环量控制器替代升降舵来作为俯仰控制器,并进行了飞行控制律设计。结果表明,环量控制器在较少的动量系数下仍能实现飞机纵向增稳功能和姿态控制功能,从而验证了环量控制器替代传统控制舵面的可行性。     

基于卡尔曼滤波的航空发动机单神经元自适应控制

针对航空发动机多任务、多变量、高精度和一体化控制的需求,提出了一种基于卡尔曼滤波的单神经元自适应控制方法。该方法在单神经元自适应控制算法的基础上,增加了对控制量和发动机反馈量的滤波,提高了响应速度,精度较高。仿真结果证明,该方法对过程噪声和测量噪声具有很强的克服能力,所需计算量较小,能满足发动机控制对实时性的要求。     

环量控制机翼增升及滚转控制特性研究

环量控制作为一种高效的主动流动控制技术,在飞行器的气动改善、姿态控制方面具有巨大潜力.本文设计一套可以实现向下吹气的环量控制装置,并将其应用于飞行器进行气动控制.首先,通过数值模拟选取环量控制参数,同时分析环量控制翼型的气动特性.通过风洞实验,对同尺寸常规舵面模型和带有环量控制装置的模型进行气动力和气动力矩研究;采用粒...     

稳定射流环量控制的仿真研究

为改善飞行器的升阻特性,提高其机动性能,利用数值仿真技术对稳定射流在超临界翼型的作用效果进行研究。通过动量系数变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析后发现:稳定射流环量控制与无射流情况对比,有较强的优越性,在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力。通过对后缘半径和射流口高度的变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析,得到圆形后缘超临界环量控制翼型的初步设计方法。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

基于落点预测的高旋火箭弹弹道修正算法

高旋火箭弹的修正控制是基于等效力实现的二维弹道修正控制，由于弹体存在陀螺进动和马格努斯效应，在控制力作用下产生的附加攻角引起的升力与控制力的矢量合为等效力，其大小与方向在控制过程中不断变化，不能简单根据偏差量（修正量）的比例关系来确定控制力的方向。基于此，分析了控制力与等效力的关系，提出了一种基于弹道落点预测的控制算法。首先利用弹道落点预测模型实时预测落点与目标的偏差量，然后利用小扰动法构造偏差量对控制量的敏感系数矩阵，通过偏差量与敏感系数矩阵解算出纵、横两个方向的需用控制量。采用修正前后速度矢量的位置关系得到控制量的合矢量及其方位角，并利用控制量的合矢量与等效力计算出控制周期，在控制周期内按照等效力方位角调整控制力的方向实现对高旋火箭弹的精确控制，解决了非线性耦合问题。仿真结果表明该算法具有较高的控制精度，为工程应用提供理论依据。     

反舰导弹自适应模糊滑模控制系统设计

针对反舰导弹的纵向过载控制系统设计问题,提出了一种自适应模糊滑模控制设计方法。将反演设计、模糊逻辑系统、自适应控制和滑模控制等方法结合,利用模糊逻辑系统估计被控系统的虚拟控制量;应用自适应设计方法逼近系统不确定项的未知上界;运用反演设计方法得到系统的虚拟控制量和实际控制量。基于Lyapunov稳定性理论,证明此闭环系统的所有误差信号均有界且指数收敛至原点的有界邻域内,仿真结果验证了该方法的有效性。     

复合材料用紧固系统干涉安装控制技术

复合材料结构干涉连接主要解决不同结构所用紧固系统的设计以及为满足结构疲劳增益的干涉量控制,其中干涉量控制包括紧固系统尺寸和制孔方法、尺寸精度、安装工艺等,需要通过试验确定干涉量的选择范围以及制孔控制工艺等。     

基于可变终端时间模型预测静态规划的制导律设计

为了实现导弹以期望落角击中目标,使毁伤程度达到最大,同时解决原始模型预测静态规划(MPSP)方法固定终端时间限制的问题,基于新型的MPSP扩展方法,提出了一种可变终端时间的三维非线性次优制导律。通过推导终端输出误差与终端时间误差和控制量误差之间的关系,并在目标函数中引入终端时间误差,建立了控制量误差和终端时间误差的静态优化框架。利用经典比例导引法得到初始猜测控制量,并采用新型MPSP方法对控制量迭代更新,直至满足一定的落角约束,同时使得控制能量最小。仿真结果表明,基于可变终端时间的MPSP制导方法能满足末端的位置与落角约束,优化控制量,同时具有计算效率较高的特点。     

基于主动流动控制技术的无舵面飞翼布局飞行器姿态控制

飞翼布局飞行器因其升阻比高、隐身性能好等诸多优势得到越来越广泛的应用，但是操纵舵面偏转会增加飞行器的雷达散射截面积。提出了采用射流环量控制和反向射流两种主动流动控制技术实现飞行器的无舵面飞行姿态控制。利用风洞测力试验对射流环量控制和反向射流的"舵效"进行了分析，结果表明环量控制技术能产生规律变化且可控的滚转和俯仰力矩、反向射流产生的偏航力矩随控制信号规律变化。飞行试验记录了飞行器姿态随射流激励器控制信号的变化规律，飞行数据表明俯仰环量控制激励器能有效地控制无人机的俯仰运动；无人机的横航向操纵存在耦合，但滚转环量控制激励器和反向射流能控制无人机的滚转和偏航运动。     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

南北位保后东西耦合修正量计算

地球同步三轴稳定卫星在南北保持控制过程中,存在较大的东西方向耦舍量。实践中,在南北控制结束后,直接进行东西向轨道修正。给出了卫星寿命初期和中期东西修正量的计算模型,并在实际控制中取得了良好的效果。     

多喷口环量控制翼型流动的研究

提出了多喷口环量控制翼型的想法，并进行了数值研究。结果表明，多喷口环量控制方法可以在中、小Ｃμ吹气时提高翼型的升力和减小能耗，并能改善环量控制翼型在较高来流马赫数下的气动性能，避免“压缩性失速”。     

基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一,其控制方法有多种,本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理,然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法,最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明,控制量的计算结果准确,控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗自旋卫星发射中得到应用和验证。     

超声速导弹的自适应滑模动态面控制

为了提高超声速导弹过载控制系统的快速性,提出了一种自适应滑模动态面控制方法,并采用该方法进行了过载控制系统的设计。通过引入虚拟控制量,该方法克服了内外环设计中需要划分快、慢变量的缺点,提高了过载控制系统的跟踪速度。同时,对系统中存在不确定量的情况进行了研究,采用自适应滑模控制算法对不确定量的边界进行了估计,保证了整个闭环系统的渐近稳定性。仿真结果表明,所提出的自适应滑模动态面控制方法具有良好的控制性能。     

无尾桨及其实验研究

介绍了无尾桨概念及带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验，主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响；另外，对环量控制尾梁上的流动状态也进行了显示实验。通过对实验结果的分析，研究环量控制尾梁的原理及应用。     

飞机的控制能力分析方法研究

引入飞机控制能力的概念,以描述飞机在执行器出现故障时,舵面仍能提供控制力和力矩,保证飞机一定飞行品质要求的能力;提出用有限控制量分配的方法进行飞机控制能力分析,给出一种加权序列二次规划的有限控制量分配方法,从而保证在控制量分配时,可以满足设计者限定不同操纵效率器作用的主观要求,实例计算表明所提方法具有可行性。     

双滑模变结构控制在导弹加速度控制中的应用

基于双滑模变结构控制理论,对切换面的选取和控制量的切换规律做了进一步的分析,提出两个切换面可以分开单独设计,通过状态反馈保证在滑模区上的稳定性;在具有非匹配不确定性的情况下,证明了控制量的设计能够满足滑模控制的可达条件;提出了更简单的控制律设计方法,保证状态轨迹分别在两条滑模区上来回切换,降低了控制量振动频率.用动态平衡的方法,通过控制导弹的平衡迎角达到了控制加速度的目的.针对某型导弹纵向回路线性模型和非线性时变模型进行了仿真研究,结果证明了设计的可行性和有效性.     

复合式旋翼飞行器多目标控制分配策略

针对复合式旋翼飞行器操纵冗余多模式切换控制问题,提出一种基于赋权多目标混合优化的控制分配策略。该策略根据复合式旋翼飞行器过渡模式舵面操纵特性,建立飞行器带约束过渡过程控制分配模型;设计混合多目标优化性能指标评价函数,有效处理操纵量控制受限、交叉强耦合及非线性特性,并减少舵面耗能;采用改进的粒子群优化算法动态更新操纵量及控制通道的权系数矩阵,提高控制面操纵效率,加快优化搜索速度,快速求解过渡过程多目标控制分配变量。该策略实现复合式旋翼飞行器模式切换过渡过程实时有效地操纵量控制分配,保证飞行器快速准确跟踪控制指令的能力。同时,通过多目标控制分配策略,飞行控制系统不需要增加额外的模式切换控制器,降低系统设计难度,提高安全性。     

基于零空间的改进直接分配法

直接分配法是解决操纵面冗余飞行器控制分配的一种有效方法,但直接分配法只能对指定方向上误差最小目标进行优化,这种缺点限制了直接分配法的应用。零空间可以在保持转矩不变的前提下对控制量进行调节,利用这种特性,在三维转矩直接分配的基础上,通过对零空间坐标K进行数学规划可以使其他性能指标达到最优。推导证明,控制量最小问题和阻力最小问题分别可以转化为对坐标K的线性规划与二次规划问题。仿真结果表明,给出的基于零空间的改进直接分配法可以实现控制量最小和阻力最小控制分配。     

什么叫顺序控制器

顺序控制器是六十年代末开始出现的一种介于继电器固定逻辑控制和电子计算机控制之间的新型自动控制装置。它是按照予先确定的顺序,或按一定的逻辑所决定的顺序,依次进行各阶段的开关量控制的通用电子装置。所谓开关量控制,就是对两种状态的控制,如继电器的吸合与释放,触点的通与断,电磁铁的通电与断电,电动机的起动与停止、正转与反转,阀门的开关等等。对开关量状态控制的程序转换,可以取自现场的信号(如行程限位开关、按钮等)。但有些过程如清洗、电镀等难以取得现场信号,则可以根据延时信号进行时间控制。