应用于控制力矩陀螺电源模块的线性-非线性协同控制器设计

对控制力矩陀螺电源的控制器进行研究,基于对线性控制器及非线性控制器的分析,设计了线性-非线性协同控制器并搭建硬件模型,在电源系统动态调整阶段采用非线性控制器,在稳态阶段采用线性控制器。该方案较单一线性控制器提升了电源系统的动态性能,并保证了系统的稳定性及可靠性。对该鲁棒控制器进行了仿真分析并搭建实物,通过实验验证了相较线性控制器,使用协同控制器的电源模块在控制状态切换时,下冲量与调节时间分别减少了45%及58%,证明了该协同控制器能够有效提升CMG电源系统的动态性能。     

一种抑制控制力矩陀螺框架电机共模电压的方法

控制力矩陀螺作为执行机构,是保障航天器在轨寿命和工作性能的核心部件之一。为了抑制控制力矩陀螺外框电机的共模电压,提高控制力矩陀螺的在轨寿命,本文提出了一种三相四桥臂的拓扑结构与优化的SVPWM调制算法结合的共模电压抑制方法,调制过程中避免零矢量的使用,使驱动器可以保持在平衡状态,经过仿真试验的结果对比分析,验证了这种方法可以有效的抑制系统的共模电压。     

隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响

利用Fluent仿真软件,对二维混压式高超音速前体/进气道在设计状态和非设计状态下的性能和流场进行了计算。分析表明,进气道在设计状态下的性能得到了明显的提高。同时,有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口参数的影响,文中进行了初步的分析,结果表明:有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口总温没有太大的影响;隔离段较短时,进气道出口总压比无隔离段小,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口总压比无隔离段大;隔离段较短时,进气道出口马赫数比无隔离段大,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口马赫数比无隔离段小。     

高超声速二维进气道参数化设计方法初探

通过高超声速二维进气道流动与几何参数制约关系分析和参数敏感性分析, 确定了能够对二维进气道进行参数化设计的5个基本几何控制参数, 初步建立了高超声速二维进气道的参数化设计方法.结果表明该方法选择的基本参数能够敏感地反映进气道的关键性能和尺寸, 为二维进气道型面优化设计提供了切实可行的途径.      

基于自调整神经元的航空发动机多变量自适应解耦控制

根据航空发动机性能控制要求, 通过分析自调整神经元及最速下降学习方法, 研究了基于自调整神经元的航空发动机多变量自适应解耦控制系统.利用自调整神经元的结构简单、各神经元之间没有权值连接及在线学习的优点, 在线整定多变量PID控制器的参数.阐明了该方法的结构和原理.并进行了航空发动机多变量自适应解耦控制系统的设计.大量的仿真结果表明, 系统具有良好的解耦特性和自适应能力.      

航空发动机过渡态全局寻优控制方法研究

为了对发动机的动态过程进行控制, 提出了一种基于SQP的全局寻优控制方法.每一步寻优过程分为长程优化和短程优化两个阶段.根据长程优化结果, 重构了关联目标函数, 在此基础上, 进行了短程优化修正, 并利用修正结果进行控制.将这种方法应用于某型航空发动机的过渡态控制中, 得到了理想的控制结果.仿真结果表明该方法能较好地解决一般局部优化方法在有纯延迟、模型失配等情况下的优化控制效果下降的问题.      

基于LMI活塞式发动机恒转速H∞动态输出反馈控制

汽油发动机具有非线性、时变时滞等特点, 传统PID控制方法很难保证发动机整个工作范围内恒转速控制的稳定性及性能要求.采用基于LMI(linear matrix inequality)的输出反馈H∞控制算法, 来实现活塞式汽油发动机的恒转速控制, 使其在负载扰动、工况变化和可变时间延迟的情况下都能保持期望的参考转速.离线仿真结果表明, 所设计的控制器满足小型无人直升机对发动机控制的抗干扰性、跟踪性要求, 并具有一定鲁棒性.      

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

基于单元体的军用航空发动机寿命控制和管理

结合我国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,借鉴西方经验,依托国内研究成果,阐述了单元体发动机寿命控制与管理的基本要素、程序和方法,重点就关键件安全寿命、单元体翻修寿命和最低放行寿命等寿命控制的核心问题进行了分析。指出对于采用单元体设计的发动机的寿命控制和管理的核心是从全寿命角度对发动机的工程应用进程进行控制和管理,以工程可行的方法保证发动机安全、经济的使用,及按标准化的程序执行合同,使与发动机及其附件、地面维修和使用支持有关的承包商在设计、研制、技术批准、制造和大修过程中能以管理有序的方式与用户进行配合,以取得可靠性、安全性、经济性和性能的最佳折衷。     

基于小生境遗传算法的航空发动机维修构型控制

为实现航空发动机维修中构型控制,建立了基于Petri网的构型控制描述模型,通过变迁序列的激发求得改型后可能的零件集合,作为后续的约束满足条件,并提出一种基于小生境遗传算法的发动机构型多方案求解方式.