一种新的涡轴发动机转速抗扰控制器设计及应用

主要研究了涡轴发动机控制问题。涡轴发动机由于直接与旋翼相连,因此直升机与涡轴发动机的动力学耦合十分明显,从涡轴发动机子系统角度讲,直升机传递来的扭矩可认为是对该系统强的扰动,如何提高涡轴发动机闭环系统的抗扰性能,提高涡轴发动机对直升机操纵的跟随品质就显得非常重要。自抗扰控制(Active Disturbance Rejection Control)是近年来新兴的一种的控制方法,它具有模型依赖程度低,抗扰能力强,设计简单且易于实现的特点.在不改变原有发动机串级PID控制结构的基础上,提出并构建了一种串级PID+扭矩ADRC补偿的控制结构, 该结构充分利用了ADRC控制强的干扰补偿能力。最后,在直升机/发动机综合模型仿真环境下,通Ｄ庵鄙蠓彼偕挡僮?验证了该算法具有比较理想的抗扰控制效果,能够较好地抑制直升机操控过程中大的扭矩扰动对涡轴发动机造成的不利影响.     

边界扫描技术在电子控制器测试中的应用研究

航空发动机电子控制器向更高性能和更高集成度的方向发展,使得传统测试方法难以满足需要。本文提出了通过边界扫描技术来解决电子控制器核心电路的测试问题。为了论证这一方案的可行性,设计了边界扫描测试技术验证平台,主要包括边界扫描测试适配器和被测电路。对被测电路开展了基于边界扫描的测试试验,完成了主要指令的测试。同时通过扫描链实现了对被测电路的故障注入,通过这种方法注入故障可对航空发动机电子控制器的机内测试（BIT）能力进行验证。本文探索了边界扫描测试技术在航空发动机电子控制器中的应用     

面对接近式威胁的在轨飞行器安全性分析方法

提出了一种针对非合作接近威胁飞行器的安全性分析方法,具备对多脉冲接近的威胁飞行器进行安全性分析的能力,所得结果可对自主规避决策提供支撑。文中给出了安全性分析流程,从能量约束等角度出发,选取脉冲冲量、交会时间以及最小相对距离三种参数作为安全性分析指标;随后对指标标准化,建立了多指标加权综合评价与决策模型。仿真结果表明,在本文模型下,非合作主动接近飞行器施加多脉冲机动变轨对目标器进行接近,其每次脉冲均会在安全性评价值中得到体现,算法可对脉冲真实意图进行准确判断。本文提出的安全性分析方法可推动空间复杂环境下卫星面对各种主动威胁时的安全性分析研究,对未来卫星防护体系及相关技术的研究具有一定参考意义。     

二维反向涡与翼型的相互作用及压力波形成的试验研究

在Ｍ＝０．８～０．８５，Ｒ＿ｅ＝１．４ｘｌ０￣５条件下，研究了环量为６～２４ｍ￣２／ｓ的二维反向旋转单涡与翼剖面为矩形、ＮＡＣＡ００１２、１１．４２°尖楔的二维翼型在下半平面的相互作用。风洞试验发现，当这样的单涡与尖楔作用时，观察到有强度为３０００Ｐａ的压力波形成并逆流前传。波的形成与反向涡诱导速度的变化有关，它引起楔前缘上表面气流的突然分离及分离区的突然消失，局部的瞬时高压区产生了前传压力波。在目前的试验条件下，能观察到压力波时翼型上表面压力源区的升压速率ｄＣ＿ｐ／ｄｔ约为４０００（１／ｓ），ΔＣ＿ｐ约为１．４。同样试验条件下，反向单涡与矩形、ＮＡＣＡ００１２互作用，未观察到有明显的压力波形成。     

变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。     

副翼刚度模拟器优化设计与分析

副翼刚度模拟器是对副翼作动器的支撑刚度进行参数模拟的装置,是航空地面载荷试验中的关键器件,研究副翼刚度模拟器的刚度随位置的变化规律有利于其设计和应用,具有重要的工程价值。建立力学模型,提出刚度折减系数,探讨刚度模拟器的刚度特性;进行模拟器刚度仿真,并通过刚度测试试验验证力学模型和仿真的正确性;以目标刚度对距离的敏感性对模拟器的厚度进行优化设计。结果表明:提出的刚度折减系数可快速预测模拟器的刚度特性,7 mm是模型刚度板的最优厚度。