基于控制系统工作原理的视线角速度获取方法

针对红外成像导引头弹目视线角速度获取精度较差,无法满足导弹制导指标要求的问题,根据红外导引头角跟踪原理,比较研究了直接微分法、基于马尔科夫模型的方法和基于控制系统工作原理的方法3种弹目视线角速度提取方案。利用试验数据进行了仿真分析。仿真结果表明:直接微分法和基于马尔科夫模型的方法均不适用于红外成像导引头弹目视线角速度提取。将控制系统设计为二阶无静差系统,并以此建立了基于控制系统工作原理的弹目视线角速度提取模型。仿真分析表明:该方法适用于红外导引头弹目视线角速度提取。     

Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode

This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval.     

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。     

基于混合信号状态机的交流固态功率控制器功能模型

提出了一种基于混合信号状态机的交流(AC)固态功率控制器(SSPC)功能模型。通过分析交流SSPC工作特点和工作模态得出其状态转换规律和阻抗变化规律。定义了交流SSPC的3个稳定状态、4个中间转换状态和11个状态转换函数以描述交流SSPC在稳态导通和关断、零电压开通、零电流关断以及短路故障关断过程中的阻抗转换规律。讨论了交流SSPC短路故障关断的两种方式:"立即关断"和"零电流关断"的功能级建模方法。利用Saber软件的混合信号状态机建模工具StateAMS实现了该模型,并与两种短路关断方式交流SSPC实验结果对比验证了模型准确性。模型仿真速度测试结果对比表明该模型能够显著提高仿真效率。     

载波相位差分GPS/惯性组合导航

载波相位测量是目前测量精度最高的测量方法,所以载波相位差分ＧＰＳ同惯导组合能获得高精度的导航系统。但载波相位测量需要确定整周模糊度,现在已探索出多种算整周模糊度的方法,但这些方法而且需要一定的解算时间。文中提出了把模糊度作为状态变量进行组合的方法,用整周模糊度的浮点解同样可得到较高精度的导航系统。仿真结果表明,该方法是行之有效的,扩大了组合系统的应用范围,对航空、航天、铁路、航海等载体的高精度导航     

子空间辨识方法的改进

针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要，基于数字子空间状态空间系统辨识（N4SID）方法，提出并推导了指定状态为量的子空间辨识方法，并在某些双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿真实验，说明通过指定状态变量的子空间辨识方法可以得到较好的辨识结果。     

基于状态分类评价的发动机故障诊断专家系统

传统的专家系统,完全在假设的情况下诊断,诊断效率不高,对监控数据很难量化,不易提供线上诊断.为了解决这个问题,提出基于状态分类评价的专家系统,依据发动机构造的特点,将技术状态分成2类:物理类和逻辑类.物理状态通过基本功能参数与零件几何特性关系建立动态故障模型,逻辑状态通过推理对专家知识采用D-S算法和预测故障程度相结合的方法.从而达到对发动机故障进行整体诊断.     

航空发动机控制系统中的增广LQR方法

采用一种增广LQR方法,将原系统状态的导数和指令跟踪的误差作为增广的状态向量,使设计出来的多变量系统不仅具有LQR的好的鲁棒性,而且在用于指令跟踪时能消除稳态误差。当状态量不是全部可测时,本文采用降维观测器得到一种准最优的增广LQR方法,其性能比LQG方法有显著改善,能满足航空发动机多变量控制系统的设计要求。最后,数字仿真验证了本文提出的方法。      

多轴应力状态下的局部应力应变近似计算方法及其应用

根据弹塑性力学基本原理 ,建立了单轴与多轴应力应变之间的关系 ,应用多轴Neuber法和Glinka法 ,计算了圆棒结构件应力集中处的应力应变 ,并与弹塑性有限元结果进行了比较 ,分析表明 :多轴应力状态下直接采用单轴近似算法会产生较大误差 ,采用多轴Neuber法及Glinka法计算得到的局部应力应变结果与弹塑性有限元结果比较接近。在此基础上 ,对航空发动机轮盘榫槽部位进行了局部应力应变计算分析     

用于故障诊断的模糊Petri网

基于一般 Petri网理论、故障树技术和模糊集理论 ,建立了适用于故障诊断的模糊 Petri网理论体系 ,并用于 FMS的故障诊断实例中。该方法具有直观、表达能力强、易于推理 ,能准确地描述故障现象的性质及故障空间的关联