8m×6m风洞新型高精度外式天平研制

介绍了为8m×6m风洞研制的一台新型外式天平的用途、测量能力、测量原理和一些新的设计思想。静态校准结果表明：该天平全部达到了设计要求，精密度和准确度都达到了较高的水平，可以满足多种型号试验和研究的需要。     

基于扰动观测器的无人机固定时间编队协同控制

针对无人机的编队控制问题,基于虚拟领航者编队方法,提出了 1种基于固定时间超螺旋干扰观测器的反步控制策略。首先,设计了 1种固定时间超螺旋扰动观测器,以保证在固定时间内,对无人机编队机动所受扰动的快速观测;其次,针对编队控制问题,设计了基于超螺旋扰动观测器的反步控制策略,该控制器显著降低了抖振效应;然后,使用李雅普诺夫理论和固定时间理论,分析了控制策略的固定时间稳定性;最后,通过仿真算例验证了所提出的控制策略的有效性与可行性。     

基于松弛约束Hammerstein非线性模型的增程式APU预测控制

针对增程式辅助动力单元（APU）工作点切换过程的转速控制,提出了一种基于Hammerstein非线性模型的预测控制策略。通过稀疏最小二乘支持向量机-自适应混沌粒子群优化（SLSSVM-ACPSO）算法辨识激励响应数据建立了发动机Hammerstein非线性模型,在模型预测控制求解最优控制序列时,采用松弛因子松弛约束边界,并设计了有效集（ASM）-ACPSO组合算法求解,在控制过程中应用了变预测时域策略。建立系统仿真模型,仿真结果显示:在热机点切换至低负荷点及低负荷点切换至中负荷点的过程中稳定时间分别为2.57 s和2.77 s,转速最大超调率分别为2%和1.6%,均优于两种对比策略;在中负荷点向高负荷点切换过程中,转速超调率较大,但控制过程转矩变化更平缓。仿真结果表明模型预测控制策略控制APU系统转速响应快、转速超调率小,发动机转矩超调量小,具有良好的动态控制效果。      

基于遗传算法的柔性飞翼布局阵风减缓设计

将飞翼布局飞机的阵风减缓设计转化为多目标优化问题.基于气动伺服弹性稳定裕度修正个体适应度,建立了改进的多目标非支配排序遗传-阵风减缓算法(NSGA-GLA算法).基于无控飞机的阵风响应特性,提出了阵风减缓控制方案.以翼根弯矩、俯仰角速率和舵偏角最小为目标,采用NSGA-GLA算法对控制器增益参数进行了优化.仿真结果表明,所设计的控制器能够有效改善飞机的阵风响应特性,实现阵风减缓.     

基于AFDX网络的时间同步分析与实现

时间同步技术对分布式网络是不可缺少的。根据AFDX网络的完整性、冗余性等特点,提出一种AFDX网络时间同步模型和实现方法。分析了时间同步过程中产生的时间延迟,并提出两种延迟补偿方法,分别为一次性补偿法和分段补偿法。对两种时间延迟补偿方法进行对比后,采用较为理想的分段补偿法给出AFDX网络的时间同步实现。提出一种时间同步精度的测量方法,并对AFDX网络的时间同步进行了实验和测量。结果表明,方法具有较高的同步精度,能够满足AFDX网络的使用要求。     

起落架系统收放时间仿真及优化分析

本研究的主要目标是建立起落架虚拟仿真分析系统,包括起落架机构、液压回路等主要模型。该系统充分考虑模拟起落架收放过程中的运行环境,完成以起落架收放系统正常收放功能、收放时间计算为检测指标的多系统耦合仿真分析,用以验证起落架收放系统的设计方案和关键参数,支持后续优化设计。     

民用飞机飞行载荷筛选方法研究

以某大型民用飞机为例,对设计点方法、参数分析与选择法、单值包线法以及组合包线法等四种飞行载荷筛选方法进行了分析说明,载荷筛选方法对飞行载荷设计有极其重要的意义,并在目前飞机型号设计中得到广泛的应用。     

Trajectory reshaping based guidance with impact time and angle constraints

This study presents a novel impact time and angle constrained guidance law for homing missiles. The guidance law is first developed with the prior-assumption of a stationary target, which is followed by the practical extension to a maneuvering target scenario. To derive the closed-form guidance law, the trajectory reshaping technique is utilized and it results in defining a specific poly-nomial function with two unknown coefficients. These coefficients are determined to satisfy the impact time and angle constraints as well as the zero miss distance. Furthermore, the proposed guidance law has three additional guidance gains as design parameters which make it possible to adjust the guided trajectory according to the operational conditions and missile’s capability. Numerical simulations are presented to validate the effectiveness of the proposed guidance law. ? 2016 Chinese Society of Aeronautics and Astronautics. Production and hosting by Elsevier Ltd. This is an open access article under the CC BY-NC-ND license (http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/).     

硬实时仿真系统时间调度

时间调度是硬实时仿真平台中的关键技术之一。本文介绍了实时调度的基本概念，给出单处理机环境下的时间调度模型和算法。     

确定微型固体火箭发动机燃烧时间的CAA与CAD技术

应用计算机辅助分析(CAA)与计算机辅助绘图(CAD)方法,确定微型固体火箭发动机燃烧时间t_b。该方法自动化程度高、精度好,有可靠的理论依据。用它替代传统的没有任何理论根据的手工画角分线法,以提高小型固体火箭发动机内弹道数据处理的精度和速度是十分必要的。实践证明这是一种科学的可行的方法,值得推广。