高速无人机自主着陆纵向控制技术研究

为了提高无人机自主着陆的控制精度与安全性,以某型高速无人机为研究对象,在陡下滑段采用总能量控制,跟踪高度和速度同时变化的下滑轨迹;在拉起段接入速度控制,并在指数拉起的基础上,采用高斯伪谱轨迹优化方法设计出油门单调减小的速度轨迹;基于自抗扰控制方法设计升降速度控制律,实现对触地升降速度的精确控制。最后,在MATLAB/Simulink平台下搭建对象模型,对无人机自主着陆闭环控制系统进行仿真,并采用蒙特卡洛法对存在参数不确定性情况下的控制系统鲁棒性能进行验证。仿真结果表明,所提出的轨迹设计方法与控制结构能够满足着陆性能要求,控制系统具有较强的鲁棒性。     

干扰和执行器故障下的舰载机着舰容错控制系统

本文提出了一种执行器故障的舰载机着舰容错控制系统,该系统可有效抑制着陆过程中的外界干扰和执行器故障带来的不利影响。首先,利用基于最小二乘的自回归模型对甲板运动进行预测,以获得在波浪干扰下的准确落点;其次,设计了下滑路径导引律,利用该导引律生成飞行航迹角;此外,设计了基于干扰观测器的快速终端积分滑模控制器,利用低通滤波器实现了控制器串联设计;最后,通过李雅普诺夫函数证明了该容错控制方法的跟踪误差一致有上界。将本文方法与比例-积分-微分控制器进行了对比数值仿真,验证了该算法的可行性。     

一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究

现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡的破裂,减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度,以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍流度风洞实验室进行了风洞实验,实验所用模型为一个铝制的全机模型,该模型由一个70°大后掠的三角翼,以及两个31°后掠的垂尾组成。风洞内实验段的风速为10m/s 以及20m/s,迎角范围为20°~50°。实验目的是测量机头处的静态或振动式球形鼓包对垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部两侧粘贴有半桥连接的应变片,用以测量尾翼根部的应变,以此应变作为尾翼抖振强度的衡量标准。实验结果表明,不论是静态的还是振动式的鼓包都不同程度地减缓垂尾的抖振响应,振动式鼓包对垂尾的抖振抑制效果与鼓包的振动频率有关。某一侧的鼓包仅对该侧的垂尾抖振有抑制效果,它不影响另一侧垂尾的抖振响应。频谱分析的结果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同时并没有改变垂尾振动的主频。     

改进的EMD方法在车辆振动信号提取中的应用(英文)

为了能在强噪声背景下准确地进行振动信号的特征提取,对经验模式分解进行了研究和改进,并将其应用于车辆振动信号的特征提取中。首先对系统中各输入信号进行了多次自相关处理,有效地降低信号中的噪声。然后对处理的信号进行经验模式分解,得到了各固有模态函数分量。最后对感兴趣的固有模态函数分量进行希尔伯特变换和谱分析,从而得到信号的特征信息。仿真和试验分析说明了改进的经验模式分解方法的可行性,并且对同类工程问题具有一定的参考价值。     

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法.该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力.实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究.通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响.在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动/不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程.     

压电驱动自耦合射流速度分布的实验研究

利用热线风速仪对压电驱动自耦合射流激发器在不同的电压和激励频率下所形成的射流速度分布进行了测试。研究发现,自耦合射流存在着340和1 000 H z两个最佳激励频率;自耦合射流在喷口长轴方向临近喷口的位置呈马鞍状分布,随距离增加而接近于稳态射流;在喷口短轴方向速度呈对称的单峰形状,和常规射流一样具有自相似性;在喷口法线方向速度呈先上升后下降的趋势,最大值出现在距离喷口约10倍狭缝宽度的位置上。     

多变量自校正控制的虚拟等价系统

给出多变量确定性对象自校正控制系统的虚拟等价系统分析方法和结论,用以理解、分析和判别其稳定性、收敛性．得出了不依赖于参数估计算法和控制律的通用性判据。作为本文判据的应用,在不使用关键性技术引理的前提下,推出了Goodwin等人关于直接一步超前自校正控制系统的稳定性和收敛性结果。     

雷达散射截面面积对发现概率的影响

在深入分析了影响飞机生存力的几种因素的基础上,通过理论推导,建立了雷达输入端信噪比与发现概率及雷达散射截面面积与信噪比之间的关系,计算了雷达散射截面面积对发现概率影响.并在Matlab的环境下进行了数学仿真,仿真结果表明:当信噪比落在区间[5.6,12.5]内,发现概率随着信噪比的降低而陡降.在没有完全掌握敌方预警雷达参数的情况下,通过假设定量的给出调整雷达散射截面面积的最佳范围.     

基于SPSO-SVR的融合航空发动机传感器故障诊断

针对航空发动机常见的传感器故障问题, 提出了一种利用改进的粒子群算法训练支持向量回归机, 并利用融合机制将其应用于传感器故障诊断.论述了用一簇支持向量回归机(SVR)预测器对传感器进行实时检测, 通过逻辑判断机制隔离故障传感器, 并且依据剩余的无故障传感器信息实现信号重构.以某型航空发动机传感器在其整个工作范围内受到的冲击、偏置和漂移故障为例, 验证了基于自协调粒子群优化支持向量回归机(SPSO-SVR)算法的融合诊断机制对传感器单一故障和多重故障具有较高的精度和计算效率.      

航空发动机整机振动典型故障分析

为解决航空发动机整机振动问题,根据测试结果描述了航空发动机整机振动的3种典型故障:转子热弯曲引发的振动故障、转静子碰摩引发的振动故障和甩油孔位置不当引发的自激振动故障,说明了振动故障的特征,经分析认为故障发生的原因为甩油孔位置不当引发的自激振动,给出了排除上述故障的措施,经验证,排故效果良好,证明了采用的排故措施有效.