包含密集模态的空间结构的模糊主动振动控制

分析和总结了典型密频系统特性及其对控制的影响．针对密频系统的模态不稳定特性及密集模态的低可控度问题,引入一定数量的压电类智能结构作为传感器和作动器,基于独立模态空间设计了针对结构包含密集模态的参数自调整模糊主动振动控制系统．该系统对密频系统的不确定性和溢出干扰项具有鲁棒性,且能充分利用作动器的作动能力,在作动能力有限的前提下,相比于传统控制方法可更为有效地抑制结构振动．最后以典型密频系统在轨工作时受到的两种主要激励模式为例,仿真证实了该方案的正确性和有效性．     

考虑作动器速率饱和的人机闭环系统稳定域

针对作动器速率饱和引起的Ⅱ型驾驶员诱发振荡(PIO,Pilot Induced Oscillations)严重威胁先进战机飞行安全的问题,研究了计及作动器速率饱和的人机闭环系统稳定域.建立了考虑作动器速率饱和的人机闭环系统非线性模型,引入增广状态变量以及饱和度函数处理速率饱和环节,应用椭球体不变集估计人机闭环系统的稳定域,得到了稳定域估计的一般算法.通过时域仿真研究了所估计的稳定域的保守性,研究了驾驶员操纵增益以及作动器速率饱和值对稳定域的影响.结果表明:稳定域法物理意义清晰、结果直观,可用于人机闭环系统稳定性的评估.研究结果可为先进战机飞行控制系统的设计提供理论依据.     

尾迹对压气机转子性能影响的非定常数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法,研究了上游尾迹对轴流压气机转子性能及其尖部非定常流动的影响.结果表明,在一定情况下,上游静子尾迹与转子内部流动的非定常相互作用,有可能改善近失速点的气动性能,如转子压比和效率升高,工作范围增大.其原因主要为:上游静子尾迹使转子尖区一次泄漏涡强度减弱,减少了二次泄漏涡强度或抑制了二次泄漏涡的产生,最终导致尖区损失减少;此外,尾迹使尖区激波位置后移,改变了尖部弦向的负荷分布,最终导致压气机稳定工作范围增大.     

卫星星座结构自稳定设计研究

提出了卫星星座结构自稳定概念。在分析星座构型稳定性的基础上,将只考虑星座几何结构的星座优化设计结果与卫星轨道动力学相结合来设计星座构型初始参数以实现星座结构自稳定,推导了星座结构自稳定设计公式并设计了星座结构自稳定设计流程。对实例星座的结构自稳定设计进行了分析,结果表明,星座结构自稳定设计后其长期稳定性得到了很好的保持。     

VHF地空数据链系统调制解调器的设计与实现

本文主要介绍了以处理器DS5000为核心设计的甚高频地空数据链系统调制解调器。经过多次测试,样机达到预期设计目标,能够长时间稳定可靠工作,可以协同甚高频电台和计算机监控平台构成地空数据链系统,实现了飞机飞行状态信息的实时监控和处理。     

直升机鲁棒控制器设计及地面仿真试验

以直升机为被控对象,应用LQR技术设计了三轴稳定鲁棒控制器.以直升机模型、执行器模型以及设计的三轴稳定控制器构成全数字闭环仿真系统进行仿真,并将所设计的鲁棒控制器编制鲁棒实时飞行控制律软件加载至飞行控制计算机,在实际地面仿真环境下进行了较为全面的地面联试.仿真结果表明,所设计的鲁棒控制器正确有效,并为其进一步应用于实际飞行控制系统打下了坚实基础.     

单动调式陀螺寻北系统及其转位方案

瞄准线稳定系统和自寻北定向系统对于坦克等陆地战车是非常重要的。文中针对目前大多数战车都装有瞄准线稳定系统的这一情况 ,在原有稳瞄平台的基础上 ,增设加速度计等相应设备 ,并加以计算机控制。由于辅加的加速度计和原系统中的陀螺仪分别可感测重力加速度和地球自转角速度 ,从而就可进行水平调平和方位的解算 ,使得系统同时具有稳定跟踪功能与寻北定向功能 ,构成组合平台。文中采用了双位置寻北解算方位角 ,着重讨论了单动调式陀螺所构成的寻北系统及其特征 ,并分析制定了转位的控制方案。仿真表明 ,该方案是可行的。     

飞机风扰响应特性的模拟与评定方法

针对飞行试验研究飞机风扰响应特性时存在的安全性与经济性问题,提出了一种在平静大气中模拟及量化评定飞机风扰响应特性的方法。通过设计舵面输入指令来激励飞机,使其产生能够模拟受到风扰的运动响应,进而完成飞机风扰响应特性的评定。以某型飞机为算例,基于PID控制方法设计了激励指令信号,模拟了飞机遭遇垂直突风与侧风后的响应特性,并基于时域峰值法评定了飞机的稳定特性。采用低阶等效拟配的方法对基于风扰响应数据评定所得的稳定特性结果进行了对比验证,结果表明,所建立的模拟风扰响应的控制指令设计与稳定特性评定方法是正确合理的。研究方法与结果对于飞机风扰响应特性的飞行试验评定等具有一定的参考价值。      

不稳定气动弹性系统动特性的实验研究

本文提出了一种测定不稳定气动弹性系统动特性的试验方法,即先构造一个闭环稳定的气动弹性系统。然后从中提取所需的信息。模拟机仿真试验证实了这种方法的正确性。对一机翼模型在凤洞吹风状态下实测其超过颤振临界速度下的动特性,结果表明所提出的试验方法在实际情况下是可行的。