无人机用燃料电池阴极供气系统建模与控制

燃料电池因其高效、无污染、噪声小等特点,被认为是未来最具有潜力的无人机（UAV）用动力源,燃料电池阴极供气系统的控制技术是决定燃料电池系统性能和可靠性的关键。针对无人机用质子交换膜燃料电池（PEMFC）阴极供气系统,首先,考虑外界温度、压力、空气密度以及雷诺数等随高度变化的参数,建立了跨高度离心空压机模型并分析了其在不同高度下的工作特性,基于无刷直流电机反电势特征构建了高速空压机驱动电机模型。其次,通过计算燃料电池阴极氧气和氮气的动态分压获取了PEMFC电堆输出电压。设计了基于分数阶PI^λD^μ的过氧比和阴极气压控制方法,驱动电机采用有限集模型预测控制（MPC）实现快速的转矩响应,仿真结果表明设计的控制器可在无人机跨高度运行条件下实现过氧比的快速调节,同时维持阴极气压稳定,满足燃料电池阴极供气需求。     

基于Origin语言的某型教练机发动机燃油系统故障诊断与分析

某型教练机在低空大表速飞行时,其发动机在最大状态下的供油量超过了发动机在各个状态的最大燃油流量软件值（GT=2300kg／h）,发动机从主燃油流量控制转为发动机应急流燃油量控制。本文对发动机色行数据进行了深入分析,同时结合发动机的三大特性,对其控制系统软件进行更改,经过后续飞行验证．发动机燃油控制系统下作正常。     

气压垂直导航中修正高度分析

在世界海拔最高民用机场四川稻城亚丁机场的基于性能导航(PBN)飞行程序设计过程中,由于GPS在垂直方向精度较低,最后进近航段采用气压垂直导航(Baro-VNAV).但机场海拔高,这种导航方式受到修正高度的影响较大.因此通过对ISA偏差对气压高度的影响公式进行推导,得出修正高度公式,利用Matlab对机场温度、航段高、机场标高与修正高度H修的关系进行分析,并以四川稻城亚丁机场Baro-VNAV实例进行了验证.最终给出了在PBN飞行程序设计过程中的建议.     

二元亚燃冲压发动机高空模拟扩压器气动设计

根据某型二元亚燃冲压发动机连管试验对高空舱内环境压力的要求,考虑高空台现有的抽气能力,充分利用冲压发动机排出燃气的能量,以提高模拟高度、节约能源、扩大高空台工作范围为目的,使用商业数值计算软件设计了一种高空模拟扩压器,并确定了最优的扩压器结构形式、结构参数和引射间距。     

基于神经网络的飞行器总体优化设计

针对经验公式存在的精度低、适用范围受限的缺点,采用广义回归网络代替经验公式计算气动特性,并将其嵌入到优化设计流程之中,提出了一种基于神经网络的飞行器总体优化设计方法。神经网络的训练样本输入、输出数据通过试验设计和涡格法计算得到。以高空长航时无人机为例,选取航时与机翼结构重量系数作为目标函数,应用所提出的方法进行总体优化设计。计算结果表明,提出的方法是可行的,能够满足设计要求,同时降低优化过程的复杂程度,减少迭代次数。     

基于改进蚁群算法的飞机低空突防航路规划

蚁群算法是一种新型的基于群体的仿生算法。采用蚁群算法实现了飞机低空突防的航路规划,为航路规划问题提供了新的解决思路。并对原始蚁群算法进行了改进,提出了保留最优解、自适应选择策略和自适应信息素调整准则,有效地提高了算法的收敛速度和解的性能。最后用计算机进行了仿真,取得了较好的结果。     

同温层气球平台反向定位系统的研究

反向定位系统是针对驻留型同温层气球平台的一种新型定位系统 ,该系统的基本原理是由接收站的位置计算得出发射机的位置。文章采用卡尔曼滤波的方法 ,建立了反向定位系统的模型 ,给出其滤波算法 ;鉴于地面接收站的位置选择对该系统的定位精度有较大的影响 ,给出地面站选址依据 ,并通过计算、仿真获得一组较为理想的布站方式。此外 ,钟差是系统的一个主要误差源 ,文中对其引起的定位误差进行了分析 ,并给出估算的方法 ;对系统中的传播误差、设备误差也进行了分析。最后 ,对系统建立了仿真模型进行仿真。结果表明 ,该定位系统具有较好的定位精度     

“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。      

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标.而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素.目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能.为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验.为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求.     

太阳能飞机机翼翼型对光伏组件性能的影响

结合5种太阳能飞机翼型(BC3111、BC3X92、BCS127、BC2125和SD7080)的气动性特点,建模并研究 了机翼上安装的光伏组件太阳高度角及其产生功率。研究证明:飞机向北飞行的时候,所有翼型上光伏组件太阳高度角随着弦上位置的增加而振荡上升,且有趋于饱和值的趋势;而向南飞行的时候,却呈现相反的趋势。当飞机向北飞行时,机翼弦向后端曲度小,机翼表面更接近1个斜平面,光伏组件的表面更倾向太阳,导致太阳高度角大;而当飞机向南飞行时,情况正好相反;当飞机东西方向飞行时,机翼翼型对组件太阳高度角无影响。发现所有翼型上光伏组件产生功率在向北飞行时比向南飞行时多,而东西向飞行时组件产生功率为固定值。原因在于,向北飞行时,组件接受到的太阳光更大。当飞机向北飞行时,应选择BC3X92翼型,不仅气动性最佳,而且组件产生功率也最大;而向南飞时,可选择SD7080型和BCS127型实现组件最大功率输出。