飞翼布局无人机反演自抗扰姿态控制

针对飞翼布局无人机模型强非线性、大不确定性及多变量强耦合等问题,设计了基于块控反演控制技术的姿态控制律,并采用自抗扰控制中的线性扩张状态观测器实现了对模型总不确定性的估计。为解决因阻力方向舵舵效非线性以及舵环节指令跟踪延迟造成控制系统动态性能下降的问题,采用函数拟合法解算阻力方向舵舵偏指令,并利用二阶振荡环节对观测器进行抗时滞处理。仿真结果表明,所设计的姿态控制律能够使飞翼布局无人机准确跟踪姿态指令,并具备较强的鲁棒性与良好的动态性能。     

高鲁棒性的螺旋桨片条理论非线性修正方法

针对螺旋桨极端状态分析计算的问题,对片条理论（BEMT）方法进行了一定的改进。虽然片条理论在常规工况下能够比较准确地计算拉力和功率,但在考虑严重非线性的部分工况下,如很低或很高前进比状态,传统片条理论存在一定的局限性,无法可靠地计算拉力、功率、环量分布及诱导速度。鉴于此,分析了传统片条理论方程解的不唯一性和诱导速度的奇异性,然后结合涡流理论提出了一种环量迭代修正方法,解决了传统片条理论在极端工况下的计算困难。另一方面,为了兼顾多种叶素非线性效应,应用人工神经网络对叶素的大迎角特性、低雷诺数特性及跨声速特性进行特征提取,并为片条理论提供高效的叶素非线性气动特性预测。通过与计算及试验结果对比,验证了修正片条理论方法针对本文计算模型能够在很低/很高前进比下进行准确计算。在本文算例中,拉力和功率的相对误差在常规工作段可以保持在5%以内,在很低和很高前进比下仍可以保持在10%以内。     

低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计

以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明：与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。     

一种简便的模型降阶处理方法

基于大系统理论听集结法，提出了一种简便的动力学模型降阶处理方法。文中针对系统不同的动力学特性，存在相对快变量，存在小量及一般情况，通过选择适当的集结阵和作线性变换处理，分别推导了出相应的降阶模型。分析了该三种降阶模型的降阶精度和适应范围，并通过对某一实际模型进行降阶处理，说明本所提出的三种降阶模型的某一种作为原高阶系统的简化模型是可行的。同一般模态集结法相比，本文所提出的模型降阶方法简便许多，它一     

基于结构动网格的无人机地面效应研究

为了更好地分析地面效应对无人机气动特性的影响,采用一种新的结构动网格生成技术,运用CFD手段对某无人机的地面效应进行了研究。在一套静态网格CFD计算基础上,运用结构动网格生成技术,获得非定常的网格移动,得到一系列的不同攻角、地面效应高度的CFD网格及初始流场。在此基础上进行定常流场求解,计算得到地面效应的定常CFD结果。最后对某双尾撑布局无人机的地面效应进行了CFD计算研究,对相应的全机气动特性的影响进行了分析。计算结果表明：地面效应对平尾的影响大于对机翼的影响并使平尾的失速迎角提前;该方法是可行的,具有一定的工程应用价值。     

FDEKF在反辐射无人机抗目标雷达关机中的应用

基于捷联惯导/反辐射导引头组合抗目标雷达关机制导方案,研究了有限差分卡尔曼滤波(FDEKF)方法在对目标雷达被动定位中的应用。考虑反辐射导引头测角存在非线性特性,提出了一种基于扩展状态变量维数的方法实现了目标状态估计和导引头非线性特性补偿。仿真结果表明,FDEKF是一种具有良好性能的非线性滤波方法,可以代替传统的EKF解决反辐射无人机对目标雷达的被动定位问题。     

多无人机系统协同多任务分配模型与仿真

针对多约束条件下的多无人机系统协同多任务分配问题(CMTAP),提出了利用多约束条件下的多车场车辆路径问题(MDVRPMC)对协同多任务分配问题进行建模,在设计基于Pareto最优的遗传模拟退火算法的基础上,对存在任务点动态时间窗口约束、任务类型约束、无人机任务能力约束等条件下的协同多任务分配问题进行了求解.实例仿真表...     

摆动喷管控制导弹回路成形自动驾驶仪设计

针对摆动喷管控制防空导弹存在的伺服气动弹性问题,利用鲁棒回路成形方法在导弹的纵向通道设计了自动驾驶仪。首先,建立了考虑一阶弹性振动影响的纵向小扰动线性化模型;然后考虑到控制系统设计中存在的导弹自身以及外界干扰等不确定因素的影响,采用回路成形的方法,根据系统性能指标的要求,选取了系统期望回路成形函数,构造了防空导弹纵向自动驾驶仪回路成形设计框架,给出了鲁棒回路成形控制增益K∞;最后,对其进行了数字仿真。仿真结果表明,所设计的系统具有良好的鲁棒稳定性和鲁棒性能。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。     

一种可任意给定环量分布的螺旋桨设计方法

提出了一种螺旋桨快速设计方法,该方法可以根据任意给定的环量分布及工况快速设计出高效率螺旋桨的几何外形（桨叶弦长、扭转角分布）。为对比有叶素阻力与无叶素阻力的最佳环量分布形式,首先对计入和不计叶素阻力下的最佳环量分布表达式进行了推导,分析了各参数对最佳环量分布形状的影响。然后基于片条理论进行了逆向推导,建立了以环量分布为输入的螺旋桨快速设计方法,并分析了螺旋桨理想效率的影响因素,发现理想效率的水平与来流动压、桨盘载荷有关。最后进行了螺旋桨设计实践,对比分析了不同环量分布下螺旋桨性能的差异。结果表明,所提出的设计方法能够根据给定环量分布进行精确设计,相对误差不超过7%,设计性能与参考文献中设计结果的差别不超过2%。