基于直接转矩控制技术的异步电机驱动系统两种容错方案研究

对采用直接转矩控制技术的异步电机驱动系统进行了两种容错方案研究。对功率开关无驱动故障容错后,方案1系统重构为四开关两相运行系统,方案2系统重构为四开关三相运行系统。研究了四开关系统中磁链和转矩的观测方法。分析了仅有的4个有效电压矢量对磁链和转矩变化所产生的影响．提出了四开关系统直接转矩控制中磁链和转矩的控制方案。对两种容错方案的特点进行了分析比较。仿真与实验结果证明了两种容错方案的有效性。     

一类非线性系统的滑模振动主动控制

基于滑模控制理论，研究了一类外激励作用下多自由度非线性系统的振动主动控制问题。利用滑模可达条件建立了滑模控制律。为解决外激励不可测所带来的控制律的不确定性问题，本文利用已知的外激励的上界这一参数消除了控制律的不确定性。利用H^∞最优控制论设计了切换函数。数值仿真结果表明，本文给出的控制方法能明显减小振动的幅值。特别是在外激励满足所谓的匹配条件下，控制和非控制自由度处的振动幅值都能明显减小。     

TC4钛合金磁控溅射镀铝后微弧氧化膜的结构与耐磨性能研究

通过采用磁控溅射技术,在TC4钛合金表面制备铝镀层,然后对其进行微弧氧化,并与TC4钛合金微弧氧化膜的性能进行了对比,研究了TC4钛合金磁控溅射镀铝微弧氧化膜的性能。研究结果表明:TC4钛合金磁控溅射镀铝后的微弧氧化膜表面比TC4微弧氧化膜更加平整、致密,其硬度是TC4微弧氧化膜硬度的3.015倍,其结合性能和摩擦性能均优于TC4微弧氧化膜。     

涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离影响的实验研究

涡流发生器能有效控制叶栅通道内的流动分离。为探明涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离的控制效果,设计了不同周向位置的涡流发生器并进行实验。实验结果表明:涡流发生器通过其产生的尾涡改变通道内的旋涡结构,加强端壁区的低能流体与主流的掺混,抑制角区分离的形成进而达到了改善流动的效果。相对于原型叶栅,在-3°~3°迎角下加入涡流发生器后损失系数降低了5%~14%,气流转折角提高2.49°~3.15°。相对于方案A,涡流发生器远离吸力面0.15倍栅距时,角涡强度增强,气动性能下降;反之,接近吸力面0.15倍栅距时会增加角区额外损失,其流动控制效果较差。     

基于GRASP算法的飞机旅客一体化恢复优化研究

针对航班调整中较常用的手段——航班取消-合并方法,对飞机旅客一体化恢复问题进行研究。首先,基于连接网络和旅客转机网络建立数学规划模型,然后基于贪婪随机自适应搜索方法（Greedy randomized adaptive search procedure, GRASP）,设计启发式算法求解该问题,并且在算法的每一次迭代中,都能得到基于航班调整的旅客转机的最优方案。最后,通过案例证明了算法的有效性,并且说明了相对飞机和旅客先后进行恢复,飞机和旅客的一体化恢复能够有效降低恢复成本以及受干扰的旅客数量。     

运载火箭发动机引流发电技术研究

提出了一种从发动机引流发电的原位电能获取技术,即从动力充沛的发动机处引流高压燃料,经能量转换装置发电后返回发动机。该技术可以大幅度减轻电源系统质量。以1 200 kN液氧煤油发动机应用为例,研制了35 MPa恒速发电机和整流变换的轻质化原理性样机,搭建了驱动双摆电静压伺服机构的试验系统。测试结果表明：该系统可以满足额定270 V、峰值40 kW的伺服系统高压大电流瞬时用电需求,也可以满足28 V一般箭载电子设备用电需求。该技术有望为未来运载火箭设备多电化/全电化提供一种轻质化、高安全性、大功率的电源方案。     

小流量下周向弯曲叶片叶顶泄漏流动的PIV研究

对带有周向前弯和周向后弯叶片的低压轴流风机,采用PIV技术测量小流量工况下叶顶区域瞬态速度场.基于小流量压力峰值工况下的瞬态测量结果,详细阐述了周向弯曲叶片叶顶泄漏涡的演化过程.结果表明:小流量压力峰值工况下,周向弯曲叶片叶顶泄漏涡存在瞬态特性,泄漏涡起源向前缘方向迁移,涡核在向下游发展的过程中不断破碎,沿端壁向通道中部迁移,并发生径向迁移;周向后弯叶片的泄漏涡较周向前弯叶片迁移明显,涡核破碎过程剧烈;周向前弯叶片有利于叶顶泄漏涡的控制.     

固体火箭发动机内绝热层设计分析

根据一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果，就飞行过载对燃烧室内绝热层烧蚀化影响进行了分析，并依此提出了一种燃烧室内绝热层经验公式设计方法，得出了前封头，柱段前部内绝热层飞行环境地面烧蚀碳化严重的结论，可为其他发动机内绝热层设计提供参考依据。     

基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划研究

针对新型升力式再入飞行器再入轨迹终端需满足多约束条件的情况,研究 了一种基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划方法。根据升力式再入特性和任务需要 ,将飞行器再入轨迹划分为初始下降段、准平衡滑翔段和终端匹配段,其中初始下降段和准 平衡滑翔段采用单参数迭代搜索法快速生成轨迹,终端匹配段则基于一种全局插值多项式来 离散化控制变量,并采用复形调优法对这一参数化最优问题进行非线性优化求解。仿真结果 表明,轨迹快速规划方法可以在半分钟内生成一条满足多终端约束的再入轨迹,并具 有较高的精度。该方法对于未来新型升力式再入飞行器具有很好的工程应用前景。
     

基于数据深度加权的卫星轨道确定技术

将统计数据深度理论应用到抗差估计中,用数据深度作为衡量残差在整个样本集中地位的统计量.提出了基于数据深度加权的抗差估计算法.考虑到天基观测结构的复杂性,设计了天基测控的误差传播因子,并构造了模型结构权对定轨模型结构进行加权.在此基础上构造了基于数据深度加权和模型结构加权的M估计算法,证明了该算法的高崩溃点特性.设计了天基测控模式下的轨道确定仿真试验,试验结果表明该估计方法能有效抑制观测粗差和模型结构误差的影响,并且能显著提高定轨算法的鲁棒性.