基于ESO的高超声速飞行器解耦控制

针对高超声速飞行器三通道具有强耦合的问题,提出一种基于扩张状态观测器的全通道解耦控制方法。该方法不需要根据耦合项特点设计耦合补偿模型,而是通过设计扩张状态观测器,将高超声速飞行器耦合项视为扰动,利用扩张状态观测器具有实时跟踪估计扰动的能力,将耦合项扰动估计出来。通过补偿控制来消除耦合的影响,从而完成解耦控制。进一步,通过LQR控制方法完成姿态控制系统的闭环反馈控制律设计,最终实现一种工程上实用的高超声速飞行器解耦控制方法,并通过数学仿真验证了该控制方法的正确性和有效性。     

基于UE4的火星地表环境视景仿真

火星地表环境可视化仿真对于火星探测方案的演示以及验证具有非常重要的意义.本文针对火星地表数字环境建模的需求,根据真实火星场景数据,基于虚幻引擎4(UE4)数字仿真软件,设计并构建了火星地表环境的三维视景模型.设计的仿真模型不仅包含沙坡、沙坑、山丘等多种地形,还加入了光照、沙尘等条件,使得模型更为贴近真实火星环境,满足视觉效果以及真实性要求.     

国家扭矩基准机的不确定度分析

详细介绍了由中船重工第七○四研究所和中国计量科学研究院联合研制的100 Nm国家扭矩基准机的各部件测量不确定度的分量组成,通过部件法进行了不确定度计算,结果表明该装置达到了2×10-5(k=2)的水平。通过和德国PTB进行的装置国际比对,也验证了100 Nm国家扭矩基准机达到了国际领先水平,填补了国内空白。     

基于LADRC的无人机高精度定高控制

针对复杂气流扰动对无人机（UAV）航迹高度控制的影响,对存在复杂气流扰动下的定高控制策略、控制结构和控制器参数优化展开研究,实现高精度高度控制。基于线性自抗扰控制（LADRC）确定总体控制架构,设计扩张状态观测器（ESO）观测估计纵向高度通道和速度通道中存在的总扰动,在控制中引入扰动补偿,减小扰动对系统输出造成的影响。对UAV在飞行过程中存在的大气紊流扰动或离散突风等风干扰分析其功率谱密度,构造考虑风扰动对高度影响、时域响应特性和稳定裕度的综合目标函数,通过粒子群优化算法得到具有高精度、高抗干扰性能的控制器参数,优化中考虑风干扰的功率谱密度分布,减小了控制器参数设计的保守性。通过与常规比例-积分-微分（PID）控制器控制效果进行对比,说明基于线性自抗扰控制器的纵向高度控制的优异性能。      

网格式肋化通道换热与总压损失特性研究

通过两个实验模型,对矩形网格式肋化通道的换热与总压损失特性进行了实验研究。模型通道的两个宽边是由铝板机械加工而成的肋化壁,两个短边是由胶木板制成的绝热壁。肋化壁上肋与通道轴线所形成的锐角定义为肋向角α,第一个模型的两个宽边上的肋向角分别为45°和-45°(简称45/45模型);第二个模型两宽边的肋向角分别为45°和-60°(简称45/60模型)。两个模型的肋宽与肋间距之比t/p=0.25,肋间距与肋高之比t/e=0.30,肋高与通道高度之比e/H=0.50,即两个肋化壁的肋尖相互接触,从而形成网格式通道。实验表明当雷诺数在0.5×105～1.2×105范围内变化时,网格式内冷通道换热效果比光滑通道提高了5～9倍,但伴随的总压损失增加了3个数量级。      

BBO单晶生长过程中气相包裹体形成的实时观察研究

BBO单晶生长过程中包裹体的出现是影响晶体质量及制约晶体尺寸的一个重要因素.利用高温休伦微分干涉显微技术,实时观察了BBO助溶剂法生长过程中出现的气相包裹体的形成过程.结果表明,包裹体产生于完美晶体内部,并趋向于分布在界面附近,单晶生长过程中台阶的发展将有助于制约气相包裹体的形成和分布.      

基于改进Taguchi方法的航空发动机装配成功率计算方法

考虑到运用传统的Taguchi方法在进行公差分析和装配成功率计算时,在计算精度上的不足,无法满足航空发动机研制过程中公差设计高精度、高效率、短周期、多组成环等要求。针对该问题,文中提出一种基于改进的Taguchi方法的装配成功率计算模型。利用改进的Taguchi方法对统计数据的前四阶矩进行计算,并结合Pearson分布理论建立装配成功率的计算模型。在理论分析的基础上,以某型航空发动机涡轮转子的装配成功率为例进行计算。结果表明:与蒙特卡洛仿真结果对比,改进的Taguchi方法在对装配间隙的峰度进行估计时使相对误差由原来的19.38%降低到0.21%;用本文所提方法得出的装配成功率与蒙特卡洛仿真结果的相对误差仅为0.02%,计算结果验证了该方法的有效性。     

大功率UVLED分布式驱动技术研究

以工业印刷过程中UVLED固化为应用背景,研究并设计了一种UVLED驱动控制系统。分析了采用分布式驱动的优势,确定了驱动电源采用两级驱动结构,包括前端AC/DC恒压模块和后端DC/DC恒流模块。对该系统的驱动电源模块进行了试验测试和结果分析,试验结果验证了该UVLED驱动控制系统的可行性。     

空客公司成功的机翼设计I——A300及A310机翼设计

空客公司的成功离不开其先进的机翼设计,其机翼由英国宇航公司负责设计和生产。空客飞机机翼先进的空气动力设计,包括尖峰后加载翼型、超临界翼型、先进跨声速机翼设计——超临界机翼设计、机翼与机身的干扰、翼梢小翼设计、增升装置设计,机翼低重量设计、机翼构型与载荷,详细设计,结构设计和低成本设计等。作为系列论文之一,综述A300及A310的机翼设计特点。     

基于直升机舰面起降动态仿真的风限图计算

建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图（WOD）计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建立了舰面起降轨迹的数学描述和生成方法,形成计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素综合作用的直升机舰面起降动态仿真方法。在此基础上,总结风限图计算判据,建立风限图计算方法。计算结果表明,某些风况下直升机在舰面起飞和降落过程中受到舰船尾流的干扰远大于在甲板上方悬停时受到的作用。本文方法能够捕捉到不同起降点和起降方式导致舰船尾流时空变化的干扰,与传统计算方法相比,显著提升了风限图计算的准确度。