弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

分离双箱高低雷诺数涡振的试验研究

为了给现代大跨度桥梁抗风设计提供准确的依据,有对其涡振性能和减振措施的有效性进行分析.在同济大学TJ-1和TJ-3进行的分离双箱高低雷诺数涡振试验,通过四十多个工况试验的详细比较,发现在低雷诺数条件下,涡振存在于较大的阻尼比区间范围内,振幅较大且相应的锁定风速区间较宽;而在高雷诺条件下,涡振仅在阻尼比较小时存在,且其振幅也较小.而导流板的减振效果在高低雷诺数试验中表现出差别,且与攻角有关.     

一类挠性卫星的受限变结构控制

针对挠性卫星控制受限问题,提出一种新的姿态控制方法,根据控制受限情况,确定逐步递为结构控制,第一步控制目标的设定都使得控制输入在限定的条件下,从而构成一个等价的控制不受限的变结构控制系统,满足滑动平面的到达条件。     

一种基于多项式函数的VSSNLMS算法

为了改善现有变步长NLMS自适应算法存在的步长调节参数较多、不易调节、对噪声较为敏感的缺点,综合已有的变步长算法提出一种基于多项式函数的变步长归一化LMS(VSSNLMS)算法。理论分析和仿真结果表明,新算法在低信噪比条件下具有较快的收敛速度和较小的稳态误差,而且参数调节简单,适用于不同的输入信号带宽。新算法相比其他同类算法实时计算量小,具有很好的工程实用价值。     

基于变增益观测器的高超声速飞行器输出反馈控制

针对吸气式高超声速飞行器飞行控制问题,提出一种基于变增益观测器的双回路非线性输出反馈控制方案。首先,为解决部分状态信号不可直接测量的问题,设计了一种可变增益状态观测器。通过状态变换将飞行器模型变换为双回路形式,并设计自适应的观测器增益系数在保证其稳定性的同时提高鲁棒性。在此基础上,将高超声速飞行器本体模型与所设计的观测器一起构成新的严反馈系统,结合反步法与动态面设计控制器。另外,引入扩张状态观测器补偿系统观测误差及耦合项。利用Lyapunov理论证明了闭环系统的一致有界稳定。最后,在不同情况下的数值仿真校验了所提控制方案在存在较大参数不确定情况下可获得理想的指令跟踪效果。     

航空发动机分布式智能导叶控制装置设计

针对某型发动机电子控制器,对航空发动机分布式控制系统进行了初步研究。设计了1种基于分布式控制,用AD598、TMS320F2812 DSP和CAN总线构成的航空发动机智能导叶控制装置。阐述了智能导叶控制装置的壳体设计方法,以及TMS320F2812最小系统、基于AD598的LVDT(线性可变差动变压器)信号调理电路、电液伺服阀电流驱动电路(电流输出电路)、CAN总线接口电路和D/A转换模块等电路的设计方法,简述了软件系统设计。通过完成半物理试验,基本满足了对风扇进口可调叶片角度α1、高压压气机进口可调静子叶片角度α2的控制要求。结果表明:该装置具备体积小、智能化程度高、控制效果好等特点。     

涡轮叶片多层结构热障涂层隔热效果分析

为了获得叶栅流场作用下涡轮叶片热障涂层隔热性能,建立了带多层结构热障涂层的高压涡轮导叶模型,采用热流耦合方法计算热障涂层系统温度场,对叶片不同部位的涂层隔热效果,以及厚度和主流进口温度对隔热效果的影响进行研究。结果表明:涂层实际隔热效果在叶片吸力面最好,在尾部最差,在压力面沿顺流方向渐好。虽然涂层表面温度不同,但涂层内部的温降幅度与涂层表面温度的相关性不大,在吸力面涂层内部的温度降幅斜率最大,在尾部最小。隔热面层厚度每增加0.1 mm使合金平均温度约降低30℃。涂层隔热效果对主流进口温度较敏感,主流进口温度的变化与基底合金温降指标变化呈线性关系。     

基于零脱靶量设计的变结构末制导律

对于三维目标拦截问题,提出了一种新的具有强鲁棒性的末端导引律。该方法将目标的机动加速度视为已知的有界扰动,考虑了导弹自动驾驶仪的动态特性,基于导弹对目标的零脱靶量综合设计了非线性三维变结构鲁棒末制导律。理论分析与数字仿真表明这种制导律不但具有优良的弹道特性,而且对目标机动都具有很强的鲁棒性和适应性,同时方法简单,易于理解,便于工程应用。     

可能模型集算法在机动目标跟踪中的应用

介绍了用于机动目标跟踪的变结构多模(VSMM)估计中可能模型集(LMS)算法。阐明了该算法通过剔除不可能模型,保留一般模型,激活与重要模型相邻的模型实现模型集的自适应原理,并给出了其实现步骤。采用LMS算法对恒加速(CA)机动目标跟踪的仿真结果表明,LMS算法的滤波效果优于交互式多模型(IMM)算法,算法简单易行、计算量小,可用于跟踪运动规律较复杂的目标。     

控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题，提出了一种仅利用输出信息的自适应变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上，给出了滑模存在条件以及自适应变结构输出反馈控制器设计的方法，并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后，将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制，并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究：在反作用飞轮的控制受限条件下，完成姿态机动的同时，有效地抑制挠性附件的振动；此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。