基于自适应PID的异步电机电流控制

在异步电机矢量控制电流环中采用参数自适应PID算法。该算法采用带遗忘因子的递推最小二乘算法对PID参数进行在线估计,能够根据不同情况实时调整PID参数。试验结果表明,该算法鲁棒性强、稳定性好、自适应性强、计算量小,能够满足对电流控制的要求,并且提高了速度的抗干扰能力。     

基于北斗空时信息的安全通信方法

随着5G大规模商用和6G研发的启动,天地一体已成为未来移动通信发展的共识,然而空口边界被无限扩大,使无线通信安全面临着前所未有的严峻挑战,我国北斗三号卫星导航系统的全球位置信息服务为安全通信与定位导航的学科交叉提供了可能。提出了一种利用用户空时信息进行加密的安全通信方法,该方法是一种利用位置和时间唯一性的加密技术,通过北斗卫星导航系统的定位授时服务获取用户的空时信息,基于短报文业务实现信息共享,在传统加密算法的基础上提供额外安全层。该方法在密钥生成阶段提出了一种基于MD5信息摘要结合Logistic混沌映射的密钥生成算法（MD5-Logistic）,使加密过程随位置变化而动态更新。仿真结果表明,该算法生成的密钥具有较高随机性,且有效降低了生成密文与明文间的相关性。在此基础上,为提升对定位误差的容忍能力,引入容忍距离概念,将解密范围从一点扩大为一个区域,使系统的鲁棒性及实用性得到显著提升。最后通过实测得到通信成功率与容忍距离间的关系,并给出合适的容忍距离。     

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型,通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束,将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题,使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵.以UH-60直升机为例,首先计算了自转着陆距离最短的最优解,并与二维点质量模型进行对比.结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力...     

Time-domain nonlinear aeroelastic analysis and wind tunnel test of a flexible wing using strain-based beam formulation

A theoretical formulation for time-domain nonlinear aeroelastic analysis of a flexible wing model is presented and validated by wind tunnel tests. A strain-based beam model for nonlinear structural analysis is combined with the Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) to form the complete framework for aeroelastic analysis. The nonlinear second-order differential equations are solved by an implicit time integration scheme that incorporates a Newton-Raphson sub-iteration technique. An advanced fiber optic sensing technique is firstly used in a wind tunnel for measuring large structural deformations. In the theoretical study, the nonlinear flutter boundary is determined by analyzing the transient response about the nonlinear static equilibrium with a series of flow velocities. The gust responses of the wing model at various gust frequencies are also studied. Comparisons of the theoretical and experimental results show that the proposed method is suitable for determining the nonlinear flutter boundary and simulating the gust response of flexible wings in the time domain.     

某发动机药柱掉块对其结构完整性的影响

针对发动机药柱掉块的现象,进行了发动机的结构完整性分析。基于三维粘弹性有限元分析方法,以某含伞盘药型的固体导弹发动机为例,建立了不同位置、不同大小掉块的有限元计算模型,计算了发动机药柱在内压与轴向过载联合作用下的Von Mises应变场,得到了发动机药柱掉块对其结构完整性的影响情况,其中影响最大的是药柱飞边掉块,而前后翼锥处掉块对其结构完整性几乎没有影响。文中方法和结论为固体导弹发动机的使用和判废提供了技术支持。     

高超声速滑翔飞行器倾侧角影响分析

针对高超声速滑翔飞行器,利用理论推导和数值仿真的方法分析经典控制律中倾侧角对飞行速度、飞行高度、过程约束的影响。在平衡滑翔条件下,通过理论推导得出飞行速度、飞行高度、过程约束与倾侧角之间的解析式。仿真结果表明,理论推导的解析式具有较高的精度,解析解可以表征飞行速度、飞行高度和过程约束的变化规律。初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度、飞行高度、热流密度下降越快,动压和过载越大。在跳跃滑翔条件下,初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度下降越快,飞行高度和过程约束的波动变化幅度越小。     

基于PSpice的单相Boost功率因数控制器仿真及实现

对以UC1854B为核心组成的有源功率因数校正(APFC)电路进行分析,在PSpice平台基础上建立了UC1854B电压环路、电流环路的数学模型,经仿真模型与实验结果的对比,PF值的误差约为0.1%,畸变总失真THD的误差约为2%,从而验证了仿真模型的正确.采用该控制方式的电路能有效降低电流谐波干扰、降低电源模块的电磁干扰(EMI).     

Ni-Al—Ta／Mo合金的层错能及影响因素

采用置换原子的热力学模型,计算了Ni-Al-Ta/Mo合金的层错能.分析了Ni-Al-Ta/Mo合金中各元素浓度及温度对层错能的影响.结果表明:Ni-Al-Ta/Mo合金的层错能随Al含量的增加而明显降低,其中,随Al浓度提高,合金中原子偏聚自由能(ΔGγ→εs)降低,可促进γ′有序相的形成是使合金层错能降低的主要原因.随Mo/Ta含量的提高,可引起置换原子自由能(ΔGγ→εb)降低,原子偏聚自由能(ΔGγ→εb)升高;随温度提高,Ni-Al-Ta/Mo合金中的置换原子自由能(ΔGγ→εb)增加,表明合金中发生原子置换需要外部供给能量,而引起原子偏聚自由能(ΔGγ→εs)升高,表明高温不利于溶质原子的偏聚.     

飞机战伤抢修性设计评价方法的研究

从飞机战伤抢修性设计评价的必要性着手,概括了抢修性评价的基本步骤。简要阐述了各种抢修性评价的方法及其优缺点,主要有试验统计法、专家评定法、模糊综合评价法、层次分析评价法、灰色关联评价法、计算机仿真评价法等。同时,本文提出了一种新的评价方法——基于特征的飞机战伤抢修性集对分析评价法,可有效解决抢修性评价中的专家分歧和不确定性等难点问题。熟练掌握和运用这些方法,可为关注飞机战伤抢修性设计的各决策部门提供可靠的决策依据。     

旋转状态下曲率模型上的气膜冷却效率

通过对旋转状态下曲率模型上气膜冷却的流动和换热特性进行实验研究,得到了不同主流雷诺数、吹风比和旋转数情况下的壁面冷却效率分布,同时对实验工况进行了数值模拟。实验中,主流雷诺数Re=3 198.4~6716.6,吹风比M=0.4~1.2,旋转数R t=0~0.015 9。结果表明,吸力面和压力面模型上的气膜覆盖轨迹受离心力与哥氏力的综合作用呈现不同的偏转趋势。吹风比的增大使得气膜孔下游中心区域的冷却效率逐渐降低,旋转数的提高则有助于改善压力面模型上相同区域的冷却效果。此外,主流雷诺数的变化对壁面整体冷却效果影响不大。