基于角加速度反馈的自抗扰过载控制系统设计

随着高动态飞行器速度和机动性的不断提高,控制系统面临着高非线性、强耦合、快时变、不确定等难题。为提升高动态飞行器过载控制系统的控制精度和稳定性,提出了基于角加速度反馈的自动驾驶仪设计方案,并设计了自抗扰控制系统及其稳定性分析方法。首先,设计了基于角速度和角加速度反馈的PI两回路控制系统方案。然后,基于角加速度反馈设计了自抗扰过载控制方法,并对系统稳定性进行了频域分析。最后,开展了仿真实验研究,结果表明：对于传统的PI过载控制,采用角加速度反馈控制系统的性能明显优于角速度反馈;基于角加速度反馈的自抗扰过载控制系统相比于传统的PI过载控制系统具有更优良的控制效果,显著提升了系统的稳定性和鲁棒性。     

典型返回再入过载下姿态差异对猕猴生理反应的影响研究

为探究典型登月返回过载下姿态差异对机体生理反应的影响,选取18只猕猴作为实验对象,在动物离心机上模拟过载峰值为13 G、15 G的嫦娥任务(卧姿)与阿波罗登月返回(躺姿)过载环境,采用心电监护仪监测猕猴过载前后心率、血压、血氧饱和度参数变化,并对测试前后行为学变化进行评分。实验结果表明：在峰值为13 G、15 G过载作用下,卧姿猕猴心率最大增幅分别为88%、107%,收缩压/舒张压分别增加了24 mmHg/15 mmHg、18 mmHg/12 mmHg,血氧饱和度分别降低了0%、5%;躺姿猕猴心率最大增幅分别为48%、28%,收缩压/舒张压分别增加了8 mmHg/-4 mmHg、2 mmHg/8 mmHg,血氧饱和度分别降低了3%、1%。13 G过载实验后,卧姿猕猴心率显著高于躺姿猕猴(P=0.015),其余生理参数均无显著差异。2种姿态过载暴露后猕猴均表现出一定程度的精神萎靡与反应灵敏性下降,但卧姿猕猴在扑咬反应上减弱更明显(P=0.035),其余差异不显著。卧姿工况较躺姿工况而言,机体的生理反应对于过载环境更为敏感,心率、血压变化幅度更大。     

过载条件下固体发动机内流场数值模拟

应用颗粒轨道模型，连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散，并对纵、横加速度载荷均为20g、30g和35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明，有纵横加速度载荷的情况下，发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流，对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀，明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态，同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性，为发动机绝热层异常烧蚀机理分析提供了理论依据。     

反演控制在导弹非线性模型中的应用

将导弹的俯仰和偏航通道设计成耦合系统,滚转通道单独设计成稳定系统,以导弹的两个法向过载为状态变量,建立了导弹的非线性时变模型.在此基础上实现了反演控制器设计,并在控制量中引入了鲁棒控制项,改善了系统的控制效果.最后应用Lyapunov稳定性理论证明了系统是渐近稳定的.仿真结果说明了该设计方法的有效性和可行性.     

过载与弹射速度关系研究及神经网络实现

 弹射速度是弹射座椅双态程序控制的主要输入参数之一,其和弹射高度一同决定了救生伞的开伞时间。试验发现,在某些特定的条件下,弹射速度的测量会出现较大误差从而严重影响弹射救生系统的救生性能。提出一种根据弹射座椅出舱瞬间人椅系统体轴 x 方向过载( n_x )值判断弹射速度的方法。建立了人椅系统出舱阶段的数学模型,在MSC.EASY5基础平台上开发了模块化的仿真模型,并基于批处理原理进行了求解器设计。通过数值仿真,建立了平飞状态不同弹射高度及弹射离机质量下体轴 x 方向过载值与弹射速度之间的关系曲线。利用基于误差反向传播算法的人工神经网络,即BP神经网络实现了输入向量（弹射高度及体轴 x 方向过载）到输出值（弹射速度）之间的连续非线性映射。分析了不利姿态参数对关系曲线的影响,在满足工程要求的情况下,可以忽略其影响。用本文方法判断得到的弹射速度与地面弹射试验数据进行了比较,结果表明误差满足工程要求,可以作为弹射速度测量的一种余度设计。     

持续载荷飞行模拟器过载模拟新原理

 先进战斗机空战机动时产生的持续性高过载会严重危及其飞行安全。为了能够在地面开展高过载的飞行员飞行训练,需要对新型持续载荷飞行模拟器(SGFS)持续性过载模拟的新原理进行研究。首先分析了SGFS过载模拟的新机理,系统地推导了相关的计算公式,在此基础上建立了SGFS过载模拟的数学模型。为了考察SGFS对单轴及多轴过载的模拟能力,分别对梯形过载指令及飞机全滚机动时的飞行员3轴过载进行了数值仿真,并研究了过载模拟时SGFS的运动规律。仿真结果验证了所建立的SGFS数学模型的正确性,同时表明SGFS可对实际飞行时的飞行员3轴持续性过载进行精确地模拟。     

过载加速度下涡旋微槽内单相流动特性实验

以体积浓度30%的乙二醇水溶液为工质,对槽宽0.5mm,深宽比为2、3、4的矩形截面涡旋微槽试件在过载加速度条件下的流动特性进行了实验研究。试件所用材料为紫铜,每个试件上按两行分布6个涡旋微槽,所承载加速度由离心式过载加速度试验机提供。分析了不同深宽比的涡旋微槽在不同工质流量和不同过载加速度下的流动特性,得出了微槽结构、工质流速对其流动特性的影响。结果表明,加速度方向对微槽内流动特性有着决定性的影响,且加速度越大,摩擦阻力系数越大。在过载加速度条件下Dean数是决定涡旋微槽抵御和适应过载加速度对其流动特性影响的重要因素。     

基于积分滑模的导弹过载控制稳定性研究

针对导弹过载控制系统,考虑了导弹舵机的一阶动态特性,引入一类积分型滑模面,设计变结构控制律,对导弹的过载和角加速度进行控制。然后构造Lyapunov函数证明其稳定性,仿真算例表明了该方法有较好的鲁棒性和快速性。在此基础上,考虑工程应用的需要,提出了一种形式简单的控制规律,减少了控制信号的计算量,仿真结果表明,该控制律具有优良的控制效果。     

前缘形状对可控扩散叶型性能影响

采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善.利用不同的形状函数生成不同的曲率连续前缘,叶型的最小损失相同,可用攻角范围的差别却很大.研究表明,这是由于前缘速度尖峰在非设计工况下的发展变化过程不同造成的.过强的前缘尖峰会导致附面层迅速增厚甚至提前转捩.     

飞机常规机动仿真的过载控制模型设计研究

在空战战术和战法研究中,通常以飞机机动过载大小和方向(法向过载、航迹滚转角和速度/发动机状态)为输入控制量,继而解算预期动作的飞机动力学参数.根据飞机的航迹特征和飞行员操纵习惯,考虑飞机性能的限制,对飞机实现盘旋、跃升、俯冲、加减速、筋斗、按航路点飞行等常规机动的控制律进行了设计.仿真结果表明,所设计的控制律可以满足常规机动的仿真要求,具有一定的实用价值.