基于扩张状态观测器的舰载机俯仰自适应滑模控制

传统自适应滑模需要系统扰动上界的先验信息和易引发作动器抖振是其不便用于工程实际的主要原因。文章基于扩张状态观测器对传统自适应滑模进行了改进,利用扩张状态观测器(ESO)实时观测外扰并在自适应滑模控制中进行补偿。将改进后的自适应滑模应用于舰载机俯仰姿态控制中,进行仿真计算。计算结果表明,在系统扰动上界未知的情况下,ESO提高了自适应滑模的鲁棒性,消除了抖振。     

船载卫通天线自适应调整研究

对船载卫通天线自适应调整跟踪模式进行了研究,分析了目前船载卫通站伺服系统常用的几种自适应调整跟踪模式,总结出各种自适应调整跟踪模式的优缺点,完成天线转动的数学建模并进行数据仿真,提出交叉轴判据角度分段调整的设计方法,改进了自适应调整跟踪模式算法,并成功应用于船载卫通设备,弥补了船载卫通天线高仰角条件下自适应调整困难的问题。     

基于图像处理思想的自适应网格技术

为了提高激波和旋涡等复杂流动现象的捕捉精度和计算效率,基于图像处理的思想,研究了非结构网格的自适应加密和稀疏算法.将流场计算网格与图像像素类比,借鉴图像处理的方法,提出了一种流场自适应区域的分割算法.该方法能自动对自适应区进行分层,中间区域网格可以达到原来多次自适应的效果,而且提高了生成网格的质量.将算法嵌入到流场求解器中,根据流场求解结果对网格进行自适应,并使用算例进行了验证.     

导弹自适应模糊控制方法研究

用两种方法对导弹纵向通道过载控制系统进行了设计方法一将导弹过载模型转化为严格反馈形式,基于反演设计的思想分别对对象的各个子系统进行了自适应模糊控制器的没计,利用李雅普诺夫稳定性理论进行了控制器稳定性分析并得到了模糊参数的自适应调节律;方法二利用滑模控制的思想,通过建立的控制量动态滑而与状态量的动态滑而之间的关系,对典型的二阶过载系统进行了自适应模糊滑模控制器的设计,得到了具有滑模特点的参数自适应调节律.最后通过仿真对控制器的设计进行了验证.     

三维Euler方程非结构自适应网格投影和光顺技术研究

研究了三维Euler方程非结构自适应网格的投影和光顺技术.以ONERA M6机翼为计算模型,非结构网格为计算网格,守恒变量的范数为自适应加密准则,对采用一般自适应计算策略得到的网格和数值结果进行了分析,并发展了一种考虑网格投影和光顺的自适应计算策略.数值试验结果表明:通过对自适应所生成网格的投影与光顺,实现了自适应计算过程中的几何保真性,获得了相对光滑的压力分布曲线.     

基于伴随方程方法的非结构网格自适应技术及应用

对基于伴随方程的网格自适应技术的基本原理进行了研究,构造并实现了基于流场伴随方程的非结构网格自适应探测器,利用局部加密网格的办法,建立了基于Euler方程的无粘伴随自适应能力。对于粘性流动问题,提出首先应用无粘计算和伴随自适应技术从基准网格自动生成具有较好网格分辨率的非结构自适应网格,然后采用层推进法自动生成粘性计算网格的求解策略。采用RAE2822二维翼型和ONERA-M6三维机翼对所建立的无粘伴随自适应方法进行了验证,并应用所提出的方法和策略,对第二届国际涡流试验项目(VFE-2)中的65°尖前缘三角翼大攻角涡流场进行了数值模拟。对比计算结果表明,所建立的非结构网格伴随自适应方法是可行的和有效的。     

飞机侧向参数自适应控制增稳系统的设计与研究

本文主要为某超音速喷气机设计了侧向控制增稳系统的参数自适应方案,并作了数字仿真研究。目的就是应用自适应控制原理,保证飞机即使在侧向参数发生较大变化且受到外界扰动的条件下仍具有良好的飞行品质。 文中对方案的确定、增益初值的选取、控制规律的选择、自适应算法的选定以及确定方程中待辨参数的个数等问题作了分析。对飞机作定高、定速和定高、变速（减速）飞行时进行协调转弯的情况作了研究。当飞机受到随机侧风或常值侧风扰动时,也作了同上研究,并进行了对比。此外,对飞机侧向参数自适应控制增稳系统的微机实现问题作了研究,并对微机系统的设计方案进行了论证。采用Z8000型微机对滚动通道的自适应控制算法进行了试算,结果验证了其计算精度可以满足自适应侧向控制增稳系统的要求。     

柔性制造系统运行设计的自适应仿真研究

 把控制理论中的自适应控制策略应用到柔性制造系统仿真软件的开发中来,提出了自适应仿真思想用于柔性制造系统运行设计,在一定范围内解决了集成智能仿真环境中对柔性制造系统仿真结果的自动优化等问题,并对自适应仿真进行了展望。     

整体叶盘柔性磨头自适应抛光实现方法

基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案.对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进行了研究,对柔性抛光方法可行性进行验证,最终实现了整体叶盘自适应柔性抛光.初步抛光实验表明,较之人工...     

中远程空地导弹末制导自适应控制

讨论了中远程空导弹的自适应控制规律,基于古典控制器模型,设计了自适应自动驾驶仪：通过适当选择自适应参数,保证了系统良好的动态品质和干扰抑制特性;提出了一种基于李亚诺夫稳定性理论的飞行控制系统方案,推导了自适应控制规律,并对导弹多种飞行高度和初如条件进行了仿真计算,仿真结果表明,所设计的自适应控制系统性能明显优于古典控制回路,具有较好的应用价值。     

铸造凝固冷速对原位自生（TiW）C／Fe复合材料组织的影响

研究了不同的铸造凝固冷速对原位自生10vol%(TiW)C/Fe复合材料显微组织的影响。结果表明,在原位合成的10vol%(TiW)C/Fe复合材料中,(TiW)C相是唯一的第二相,均匀、弥散分布于基体中,其形态基本上呈块状,条状较少。在块状(TiW)C相中,Ti和W元素的分布是不均匀的,芯部富Ti,边缘富W。当冷速较快时,形成的第二相颗粒趋于等轴状,条状共晶组织消失,有利于基体耐磨性的提高;当冷速较慢时,第二相颗粒数量多,尺寸小,且随冷速的降低在该复合材料中形成了大量的共晶组织。适当提高冷却速度,有利于获得较理想的复合材料显微组织。     

基于能量耗散率的低速扩压叶栅损失研究

针对无化学反应和热流输入的叶栅有黏不可压流模型,推导出能量耗散率的组分分解式,根据叶栅流场仿真结果进行分析简化,得到由轴向涡量、轴向阻力和剪切力组成的能量耗散率分解式。结合总压损失,分析了耗散各组分在前缘损失、叶表损失和通道损失中的主导因素:轴向涡量项反映旋涡结构,在通道损失中占主要部分,集中在通道涡和分离面附近;轴向阻力项反映扩压和叶表边界层转折造成的流动损失,在前缘损失和叶表损失中占主要部分,集中在叶栅前部的叶表边界层和主流区;剪切力项反映轴向截面速度不均匀性,在叶栅后部的叶表损失和通道损失中占主要部分,集中在叶表、端壁边界层和分离面附近。旋涡结构和耗散各组分分布特征揭示了叶栅通道中旋涡结构与能量耗散之间的分布关系,分离区并不是主要能量耗散区,高能量耗散区主要分布在叶表边界层(叶栅前部由轴向阻力项主导,后部由剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项主导)、分离面附近(受剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项和轴向涡量项影响)。大攻角情况下,叶栅通道损失显著增加,正攻角促使轴向涡量项的增长点提前,负攻角则使得叶表边界层的速度剪切加剧。     

扇翼飞行器的研究进展与应用前景

随着科学技术的迅猛发展,飞机无论在构型还是性能方面都获得了飞速发展,但是新原理飞机的研制却进展不大。扇翼飞行器是近期发展起来的低速大载荷新型飞行器,它是不同于现有固定翼、旋翼飞行器的新构型、新原理飞行器。而国内对于该飞行器的研究才刚刚起步,可参考的文献资料很少。因此,本文通过国内外扇翼飞行器发展状况的研究,对扇翼飞行器研究进展进行总结分析。首先介绍了扇翼飞行器的飞行原理;其次系统地回顾了扇翼飞行器的提出,并总结了其在国内外研究的进展情况;接着根据扇翼飞行器近期的发展动态,对该飞行器的应用前景作出分析;最后总结了扇翼飞行器发展中亟待解决的关键技术,以及其未来发展的难点和趋势。     

基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。     

碳/碳复合材料吸油和去油特性研究

以航空十号液压油(YH-10)为介质研究了碳/碳复合材料的吸油和去油特性,提出了其吸油机理,确定了吸油和去油过程中试环内油含量与时间关系的拟合方程。通过实验表明,在室温下碳/碳复合材料在浸油开始阶段随着时间的延长吸油率迅速上升,随后增加缓慢,最后趋于饱和并不再变化,饱和吸油率为4％左右。在去油过程中,碳/碳复合材料残油率受温度、时间和加热方式控制,而温度和加热方式是主导因素。在一定温度下,材料残油率随时间基本呈线性降低。当温度由100℃提高到150℃,残油率减小不大,而在200℃时残油率大幅度降低。200℃以上的温度是去除其油液的合适温度。微波炉加热较烘箱保温具有更好的去油效果。采用偏光显微镜和扫描电镜分析了碳/碳复合材料浸油和去油后的微观组织。     

基于隐蔽故障和多失效模式耦合的应急门安全性分析

民用飞机翼上应急门具有特殊性,故障存在一定的隐蔽性,因此合理地分析其安全性尤为重要。本文明确应急门隐蔽故障的评估和选取方式,在底事件失效概率的求解过程中引入隐蔽故障暴露时间,建立应急门空中意外打开故障树;将常规构建的“公差累积导致闩轴运动不到位”底事件考虑成由公差累积和结构磨损共同作用导致的闩轴运动不到位问题,细化故障树底事件建模技术,开展安全性分析,并对故障树细化前后可靠性分析结果进行对比。结果表明：细化后的故障树更符合工程实际,应急门可靠性分析结果更准确。     

基于量子行为鸽群优化的无人机紧密编队控制

随着军事、民用需求的提高和相关领域的技术推动，无人机编队协同作业已成为当今人们逐渐关注的焦点。无人机紧密编队是指无人机间侧向距离在1~2倍翼展内的编队，因其可有效改善编队中无人机的气动性能而备受瞩目。基于无人机紧密编队条件下的气动耦合效应，建立三维空间下的状态空间方程描述双机相对运动，并推导了紧密编队条件下的双机最优编队构型，在此构型下将人工势场法和编队控制相结合作为控制系统中的间接控制环，并针对基本鸽群优化算法的寻优缺陷利用量子行为规则对其进行改进，将改进后的鸽群优化算法和无人机控制量结合作为控制系统中的直接控制环，最后通过仿真对比验证了此控制系统对于紧密编队控制的有效性。     

战斗机曲线跟踪数值仿真模型研究

建立了应用于空战数值仿真的战斗机曲线跟踪的数学模型。首先介绍了机动平面与瞄准平面的概念．给出了它们相重合的条件。导出了战斗机以调整速度进行曲线跟踪时的需用过载，及以最大转弯角速度进行曲线跟踪时的需用过载。根据导引运动学原理，讨论了战斗机为实现武器发射应进行的机动飞行。利用该模型对空战过程进行了数值仿真．仿真结果表明．所建立的数学模型是可行的。     

超燃冲压发动机双凹腔燃烧室氢气燃烧流场分析

为了比较超燃冲压发动机中双凹腔燃烧室相对于单凹腔燃烧室在促进燃烧方面的优势,运用高速摄影仪拍摄了氢气当量比为0.07时燃烧室中的火焰情况,结合数值仿真结果,得出如下结论:小当量比情况下氢气燃烧很稳定,燃烧区域主要集中于前凹腔的剪切层和该凹腔所围成的三角区以及该凹腔下游壁面位置,燃料喷口周围没有火焰;无论是串联凹腔燃烧室还是并联凹腔燃烧室,相同条件下燃烧时壁面压力均比单凹腔燃烧室高,串联凹腔之间的回流区为燃烧提供了有利的条件;在一定范围内,串联凹腔之间的距离越近,燃烧放热越集中,壁面压力越高.      

一种多旋翼多功能空中机器人及其腿式壁面行走运动规划

 提出了一种既可实现飞行功能又可实现壁面运动的多旋翼多功能空中机器人。设计了机器人的结构,分析了其工作原理,研究了机器人腿式壁面行走模式下腿/足与壁面接触时的机体动力学。结合多旋翼推进的机理对机器人在壁面运动模式下的步态进行了规划,基于非线性轨迹线性化控制(TLC)法设计了空中机器人在步态过程中的姿态稳定控制器。在MATLAB环境下对机器人的腿式壁面运动进行了仿真分析研究,仿真结果表明了所设计的步态及其稳定控制方法的可行性。