基于小波神经网络的自适应飞/推控制系统设计

基于小波神经网络提出了一种H∞自适应控制方法。控制器由等效控制器和H∞控制器两部分组成。用小波神经网络逼近非线性函数,并把逼近误差引入到权值的自适应律中用以改善系统的动态性能。H∞控制器用于减弱外部及神经网络的逼近误差对跟踪的影响。所设计的控制器不仅保证了闭环系统的稳定性,而且使外部干扰及神经网络的逼近误差对跟踪的影响减小到给定的性能指标。最后基于所设计的控制方法对新一代歼击机设计了飞/推控制系统,并对飞机作大迎角机动仿真。仿真结果表明所设计的飞/推控制系统是有效的,同时验证了所设计的非线性控制方法是有效性的。      

无人战斗机的态势感知模型框架

提出了利用面向对象的贝叶斯网络构建无人战斗机的态势感知模型框架，探索了有利于多机协同作战的态势感知模型，以及作战环境具有多个不同威胁实体的态势感知；给出了无人战斗机态势感知的特点及威胁水平评估模型，以及构建基于多机协同的态势感知模型的具体步骤。     

倒置喷管发动机性能测定方法的比较与分析

采用三种试验方案对喷管倒置１５０°引起的比冲损失进行了测定、分析和比较。结果表明，双室串并发动机顺倒置四喷管引起的比冲相对损失为１．８％左右；如果将顺置采用单喷管，那么该项损失大约为４．１％。采用双室串并发动机时，测试系统和判读系统误差不能进入测试数据中，所以它比单独采用顺置和倒置时测定的数据可靠。     

柔性转子-非同心型挤压油膜阻尼器系统的非协调响应分析

本文从理论计算及实验分析两方面研究了柔性转子-非同心型挤压油膜阻尼器系统的非协调稳态响应特性。讨论了转子转速、挤压油膜轴承参数、不平衡参数、质量比、外阻尼率及重力参数对系统非协调响应的影响,并利用FFT方法对系统稳态响应进行了频谱分析。      

柔性转子-挤压油膜阻尼器系统双稳态特性的实验研究

在大量试验结果的基础上,本文分析了在柔性转子——挤压油膜阻尼器系统中可能出现的共振型双稳态现象的一般特性及规律。讨论了油膜的径向间隙比、不平衡量、定心弹簧刚度及转子的加减速特性对双稳态特性的影响。     

840D复合材料铺放系统及其控制策略

结合大梁带铺放工艺设计了预浸带铺放设备.铺放设备总体采用龙门式结构.分析了铺放设备运动规律和控制要求.采用西门子840D的Gantry功能对龙门架x向移动和横梁的y向移动实现双边同步驱动.针对大梁带铺放工艺要求采用840D的三轴联动和插补功能实现铺带头主运动,两个光栅传感器检测龙门位置(x,y座标),一个旋转编码器用于控制铺放头摆动位置(z座标).采用S7-300完成多数字I/O并行控制,搭建了铺带专用数控系统,很好的完成了铺带运动控制要求.     

基于自适应模糊系统的空天飞行器非线性预测控制

 针对一类多输入多输出非线性不确定系统,提出了基于自适应模糊系统的非线性预测控制方法。控制器由基于模糊系统的非线性预测控制器和鲁棒自适应控制器两个部分组成。根据系统的跟踪误差在线调整模糊系统的权值,使得模糊系统一致逼近被控对象中的非线性函数,通过泰勒展开设计出基于模糊系统的非线性预测控制律,避免了预测控制在线优化带来的繁重的计算负担。鲁棒自适应控制器则用于减少不确定和模糊逼近误差对系统的影响。所设计的控制器保证了闭环系统的最终一致有界稳定。基于Lyapunov稳定原理,给出了理论证明和分析。最后利用提出的控制方案设计了空天飞行器高超声速飞行姿态的控制系统,仿真结果表明了控制方案的有效性。     

飞机航路飞行的自动飞行仿真

给出了航路飞行自动飞行仿真的总体框架,介绍了采用分段线性函数描述控制指令的机动指令生成器算法,对机动指令跟踪器的控制律结构进行了设计,并对其参数进行了整定与调整。采用飞机六自由度模型对航路飞行过程进行了自动飞行仿真。仿真结果表明,飞机能够较好地完成航路飞行仿真任务。     

低速大迎角气动力快速计算新方法及工程应用研究

以势流理论为基础,采用工程方法并参考试验结果确定分离涡的起始分离位置,用不可压流涡段所产生扰动流场的线性迭加,计算涡分离流动流场。单独翼面、组合翼面标模和FC-1飞机计算结果与实验结果的对比表明,在失速迎角范围内,本文方法是一种有效的低速大迎角气动特性快速计算方法。     

进气畸变模拟装置的试验研究

 同一试验器上,在相同状态下,对挡板型、非完整进口型及紊流发生器型三类进气畸变模拟装置进行了对比试验。测量其总压场及速度场。获得某些规律性认识。