永磁同步电动舵机系统滑模变结构控制器设计

针对电动舵机系统,建立表贴式永磁同步电机(SPMSM)矢量控制模型。设计基于指数趋近律的滑模变结构控制器,并在此基础上进行抖振抑制。利用变指数趋近律滑模控制器与比例-积分-微分(PID)控制器相结合,设计组合控制器,既可最大程度地发挥滑模变结构控制的快速性与鲁棒性,又可利用PID控制的优势减小系统最后的抖振。最后,通过与基于指数趋近律的滑模控制器进行仿真对比,验证组合控制器对电动舵机系统抖振的抑制效果。仿真结果表明:设计的组合控制器将系统静差减小了85%,并基本消除了滑模末端的抖振。     

减摆器常见故障分析

飞机前轮摆振是常见的一种严重故障。本文就减摆器的常见故障原因做些说明和分析,针对这些原因进行了全面地分析研究,并找到了若干种处理措施。     

斜拉桥桥塔的驰振响应分析

本文分析了一座拟修建的斛拉桥桥塔的驰振特性。用一种直接测量方法,在风洞中测量了该塔原模型及修改模型的气动力;推导了分段变截面的桥塔在边界层风场中的驰振响应公式,讨论了临界风速,得到了一些有意义的结果。本文方法及程序可用于一般工程实际。     

高空台台架动力特性的测定

用发动机运转激振的方法测量了WP-7发动机各种全工作状态下高空台台架水平、轴向和垂直三个方向上的振动加速度信号,通过频谱分析获得了由发动机转子残余不平衡量激起的高空台台架振动的前三阶固有频率为25±5Hz、380±5Hz、430±5Hz。     

滑模变结构控制方法在电动舵系统中的应用研究

负载扰动对电动舵系统有着很大的影响,进而影响飞行器的飞行过程。为了解决这个问题,本文提出一种滑模变结构方法来控制电动舵系统。为了验证所提出的控制方法,给出了在不同的参数条件下的仿真结果。仿真结果表明本文所提到的控制方法对负载扰动有很好的鲁棒性。所以这种方法适合飞行环境复杂和负载变化剧烈的飞控系统。     

自适应二阶动态terminal滑模在近空间飞行器控制中的应用

为克服滑模抖振,设计了二阶动态terminal滑模,得到在时间本质上连续的控制器,并使滑模面在有限时间内收敛.然后采用非线性干扰观测器逼近复合干扰,通过在控制器中设置自适应补偿项,放宽了非线性干扰观测器的假设条件,不再要求复合干扰变化率为零.基于李雅普诺夫理论,严格证明了系统稳定性.最后将提出的控制方案应用于近空间飞行器姿态角跟踪仿真实验,仿真结果表明了该控制方案的有效性及优越性.      

支柱式前起落架摆振性能研究

为了研究支柱式前起落架的摆振性能,建立了双轮式摆振方程组。在线性参数方面,研究了支柱柔性和陀螺力矩对摆振性能的影响;在非线性参数方面,研究了扭转间隙和库仑摩擦对摆振性能的影响。研究结果表明支柱刚度不足时会发生"结构性摆振";支柱扭转间隙过大时会发生"间隙性摆振",这两者必须予以避免;陀螺力矩对摆振影响不大且偏安全,常可忽略;使用过程中库仑摩擦的减小会降低系统的减摆储备能力。     

叶顶间隙对非定常激振力及下游静子振动影响

压气机叶片叶顶间隙会产生泄漏流,对非定常流动及下游静子会产生一定影响。为研究不同叶顶间隙下非定常气流激振力以及静子叶片振动响应,对不同叶顶间隙下单级压气机的非定常流动进行计算。随后分析非定常结果的流动特性。再利用快速傅里叶变换对静子表面的非定常激振力进行频谱分析,并将按不同频率分阶的载荷加载到静叶上以求解振动响应。非定常结果表明随叶顶间隙增大,效率和压比与之呈线性递减关系,叶片表面时间平均的压力也随之降低。而激振力的频域结果表明,激振力主要频率与叶片通过频率接近,且一阶激振力效应最大。振动响应结果显示随叶顶间隙增加,振动幅值有所降低,但在20%~40%叶高处有非线性现象,位移波谷有轻微下降。且前三阶响应结果接近静叶第3阶,第8阶和第17阶模态振型,频率相差为10%左右。     

战斗机垂尾脉动压力数值模拟

在亚跨超计算流体力学（CFD）软件平台（TRIP）上开发了基于RANS/LES混合思路的IDDES流动模拟技术,并通过NACA0021翼型60°大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS/LES混合方法的精确度进行了验证,针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0.1,基于全机长度的雷诺数为2×10⁶,模型迎角为20°、30°和40°。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时,垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。