基于状态重构的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器参数不确定弹性体模型,仅考虑速度、高度和俯仰角速度可测的情况,提出了一种基于状态重构的鲁棒反演控制器设计方法。首先,将被控对象模型表示为严格反馈形式,分别采用动态逆和反演设计实际控制律和虚拟控制律;其次,引入反正切跟踪微分器来简化虚拟控制律求导运算,并用于对弹道角和攻角进行状态重构;最后,为了保证反演控制器的鲁棒性,基于非线性-线性跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器,可实现对模型不确定项的精确估计和补偿。仿真结果表明,所提策略取得了较高的状态重构精度,控制器能够克服模型不确定项的影响,且能保证速度和高度对参考输入的稳定跟踪。     

双小行星系统引力场建模方法研究

针对弱引力双小行星系统的引力场建模问题,本文采用复杂度和精度依次递增的球体–球体模型、椭球体–球体模型和改进的限制性椭球体–椭球体模型来进行引力场建模,并分别采用椭圆积分以及无积分环节、计算效率高的二阶二次球谐函数来表征引力势,从而比较精确地刻画双小行星系统和探测器构成的限制性全三体问题的动力学模型;针对双小行星系统1999KW4,对其不同的引力场模型进行了仿真研究,分别给出了不同模型下的等效势能函数曲面及零速度曲线,比较了不同模型下的平动点位置坐标偏差。结果表明,二阶二次球谐函数计算引力势的椭球体-椭球体模型计算精度高,复杂程度低,计算量更少,计算速度更快,能够较精确的对双小行星系统进行引力场建模。     

基于地月合影图像的“嫦娥5T”指向校正算法

以"嫦娥5T"地月合影图像作为基本数据,提出一种基于信息融合的相机指向校正方法。首先利用形态分析从合影图像中提取天体的形心坐标,然后构建目标函数,通过优化算法估计相机的安装误差矩阵。该方法的典型优势是只需要利用单个相机对天体所成的单幅图像,便可快速确定相机指向。仿真数据和实测数据得到相机指向误差估计值的偏差保持在1%度量级,证明了算法的有效性。算法可以为实际工程任务和应用提供参考。     

三床型机载制氧系统控制设计与实验验证

为解决两床型机载制氧系统在实际应用过程中出现的输出压力波动大及低空氧浓度偏高等问题,需研制与开发三床型机载制氧系统。为此,依据系统控制逻辑,采用电磁阀驱动电控气动阀循环工作的控制模式,开展了三床型机载制氧系统的控制设计,提出了高低空分段调节循环周期的控制方法,并在不同输入压力、流量条件下,对三床型机载制氧系统进行了循环周期实验,探索了产品气氧浓度随循环周期时间的变化规律。研究结果表明:当采用高空循环周期为6 s,低空循环周期为9 s,高低空分段高度为3.5 km等控制参数时,系统控制设计可适用于三床型机载制氧系统,并满足三床型机载制氧系统控制设计的需求。      

飞针在线测试技术在电子模块测试中的应用

重点讨论了飞针在线测试技术在电子模块测试中的应用,并分别介绍了模拟器件和数字器件的测试方法。此技术能测试被测电子模块上各器件之间的物理连接,能测试模拟器件的值,同时也能测试数字器件的逻辑关系。此技术采用了基于PC机软件编程方法,使得测试程序化,并采用隔离技术将被测器件分离,提高测试精确度。灵活的软件编写也使得调试方式多样化。飞针测技术的使用能准确定位故障点,缩短调试周期,对小批量生产的电子模块调试有重要作用。     

有效性因子在卫星姿控系统集成故障诊断与容错控制中的应用

 研究了在轨卫星姿态控制系统(ACS)发生可修复性故障状况下的集成故障诊断与容错控制。考虑执行机构和敏感器分别或同时出现故障,相应地分别或同时在姿态动力学和运动学方程引入控制有效性因子和测量有效性因子,利用二级卡尔曼滤波算法求解其值,以说明系统的控制以及测量的有效程度。采用统计假设检验通过其幅值变化判断系统是否存在故障,当故障发生时,引入重构容错控制器对原控制器进行补偿控制。建立卫星闭环姿态控制系统对算法进行了仿真验证,仿真结果表明该算法快速可靠,能够满足在轨卫星姿态控制系统故障状况下的性能要求。     

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

基于CFD的水收集系数及防冰表面温度预测

利用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件FLUENT,对二维机翼在结冰气象条件下飞行时的水收集系数,以及防冰系统工作并达到稳定后的防冰表面温度进行了计算.水收集系数计算采用FLUENT中的欧拉两相流模型以及用户自定义函数.特定飞行条件及热气防冰系统结构下的防冰表面平衡温度分布预测采用防冰腔内外热流耦合的方法.所得结果和理论分析一致,表明了利用FLUENT可以有效的进行防冰研究,包括水收集系数及防冰表面温度的预测,为今后进一步研究设计热气或电热防冰系统打下基础.      

旋转流场下飞机大幅滚转振荡时的动态横向气动特性实验研究

在气动院FL-8风洞中,采用旋转流场下单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅滚转运动的动态气动特性实验研究.模型在绕风轴连续旋转的同时进行给定频率和振幅绕体轴的滚转振荡运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响.结果表明,旋转速度的存在使大幅滚转振荡试验中的滚转力矩和偏航力矩发生平移,同时使滚转力矩和偏航力矩的迟滞特性发生明显的变化.     

气动热参数辨识原理性实验初步研究

气动热参数辨识问题实质上是热传导逆问题,介绍了热传导逆问题原理性实验的初步情况.首先介绍了实验原理和实验装置,利用电加热器对碳钢试件加热得到了测温点上的温度变化历程,然后采用顺序函数法对表面热流进行了辨识,结果表明:考虑辐射效应后,热流辨识结果位于标称热流密度值的±15%误差带内.热流辨识结果与标称值基本吻合,既证明了热传导逆问题求解算法的可行性,也初步验证了实验装置的有效性.