不完备系统中的变精度多粒度粗糙集

以不完备信息系统为研究对象,将变精度粗糙集方法与多粒度粗糙集方法进行融合,构建了基于容差关系的可变精度乐观和悲观多粒度粗糙集模型.这两种可变精度多粒度粗糙集模型都是基于容差关系的可变精度粗糙集与多粒度粗糙集的拓展形式.对可变精度多粒度粗糙集的基本性质进行了讨论,为采用粗糙集方法处理不完备信息系统提供了新的技术手段.     

基于遗传算法的航空发动机状态变量模型建立方法

提出了一种采用遗传算法建立用于航空发动机控制系统设计的小偏差状态变量模型的方法,即根据发动机稳态工作点处的线性化数学模型的动态响应应该与该稳态工作点处的非线性数学模型动态响应一致的原则来构造遗传算法的适应度函数,通过优化算法,得出系统的状态变量模型。该方法不受系统模态及模型阶次的限制。应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型,具有较高的建模精度,根据该状态变量模型设计鲁棒控制器取得了良好的控制效果,从而验证了该方法的有效性。      

变前掠翼气动布局纵向性能研究

发展和改进了一种变前掠翼气动布局及其设计思想,设计了集战斗和轰炸于一体的通用任务模式,并根据设计指标和翼身融合技术初步设计了变翼几何外形。采用N-S方程计算了该几何外形不同构型的纵向气动性能,分析了机翼前掠角对不同任务模式下纵向气动性能的影响。结果表明,变前掠翼气动布局可通过改变机翼前掠角来获取最佳纵向气动性能。     

自主多无人机的分散化协同控制

协同前提是无人机(UAV)平台间的通信和信息共享,无人机平台之间信息和计算是高度分布的,无人机平台的运动以及通信拓扑的变化,使得集中式协调控制结构很难实现。以最小通信量为基础的分散协同控制具有可扩展性、异构性和动态可重构性等特点,可靠性和鲁棒性较好。针对多无人机平台分散化协同的特点和要求,建立了集中和分散相结合的多无人机平台协同控制系统结构,集中式任务管理系统主要完成目标分配、通信管理和编队管理功能,分散式协同部分主要实现局部任务规划、协调策略及协调控制等功能。分别以多机协同目标跟踪、多机和多编队一致性协调、多机协同编队控制与重构等多无人机平台分散化协同控制技术为应用对象,探讨了分散化协调机制、策略、控制及其与信息之间关系。给出了部分算法的仿真结果。     

滤波器自适应滑模控制器在自平衡小车中的应用

在传统趋近律滑模控制器基础上采用一种改进的滑模控制器--自适应滑模控制器,同时针对小车运动时真实倾斜角速度不易测量,而倾角传感器测得的角速度满足不了要求,为此设计了广义卡尔曼滤波器来在线估计非线性系统的状态,有效抑制了系统噪声干扰,消弱了抖振,应用在自平衡小车上,验证了控制器的有效性.     

简单循环与回热循环燃气轮机变工况特性

针对某简单循环燃气轮机和回热循环燃气轮机建立了性能计算数学模型,并以Newton-Raphson法进行求解,对各自的变工况性能进行计算、分析及对比.研究结果表明:在工作参数相同的情况下,简单循环燃气轮机做功能力强于回热循环燃气轮机,但是前者的效率远远低于后者;涡轮进口温度自设计点降低时,回热循环燃气轮机效率降低幅度更大.对于简单循环、回热循环燃气轮机,环境温度降低使燃气轮机的输出功率和效率增加,但压气机喘振裕度降低;环境压力升高有助于提高燃气轮机的做功能力,使经济性以及稳定性更好.这些研究结果可以为航机陆改燃气轮机的变工况运行提供有益的参考.      

TBCC进气道变几何泄流腔研究

提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma₀的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma₀的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma₀≤2.0和Ma₀≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma₀的增加而减小;当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压(50.6625kPa),均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.结合高速风洞试验研究结果,印证了可变几何泄流腔方案的可行性.      

三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究

基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。     

飞行器多学科设计优化软件系统

为解决飞行器总体设计的难点,介绍了可用于飞行器多学科设计优化的软件.该软件利用"松耦合"方式,以SQL Server 2000为数据库管理系统(DBMS),与各学科分析程序相结合.阐述了该系统的功能和软件结构、软件流程、主要模块.为解决关键技术,提出圆环图处理总体与各学科的关系,利用模糊理论进行非数值型变量的转化,提出无量纲化多目标法进行多目标综合处理,构建单一数据库进行数据管理,采用三个数据文件作为程序接口.总结了软件的特点.算例表明软件具有实用性.     

一种大量程比高精度差动变压器式位移传感器设计

为了满足伺服系统反馈测量元件安装空间受限但测量范围大的需求,专门设计了一种大量程比的高精度差动变压器式位移传感器。阐述了位移传感器的原理和结构,系统的分析了现有差动变压器式位移传感器线圈绕制方法,并提出了一种新型的线圈绕制方案。与传统差动变压器式位移传感器相比,具有更大的测量范围,但外形尺寸并未相应增加,有效测量长度达测杆的70%。经试验验证,该产品在满足大量程比测量的基础上,线性度达到0.6%。