基于μ分析的高超声速飞行器再入轨迹评估

为解决高超声速飞行器再入过程中存在的不确定性问题,将μ分析理论应用到标称再入轨迹的评估中.采用线性稳定储备准则,在密度、升力系数和阻力系数存在不确定性时,对标称轨迹在制导律下的制导稳定性进行了分析;根据所获得的最坏参数组合,采用系统的开环尼克尔斯曲线验证了μ分析的结果;分析了系统所能容纳的最大不确定性参数,并研究了系统对不同不确定性参数的敏感性.结果表明:在密度、升力系数和阻力系数不确定性中,阻力系数对该标称轨迹的鲁棒稳定性影响最为明显.     

基于线性规划的多操纵面重构控制研究

为实现多操纵面飞机的重构控制,提高飞机飞行的安全性能,提出了一种基于线性规划的多操纵面重构控制策略.针对操纵面卡死、松浮、损伤等典型故障情况,推导了相应的重构分配器,通过基于线性规划的直接分配方法来实现在操纵面故障下的重构控制.仿真结果表明,该控制策略能有效处理典型操纵面故障,发生故障时仍能快速跟踪控制指令,保证较好的...     

FPGA设计中的亚稳态问题及其预防方法研究

由于在复杂FPGA（Field Programmable Gate Array,现场可编程门阵列）设计中存在跨时钟域,通常会产生亚稳态现象.为有效地预防和解决该问题,分析FPGA设计中亚稳态的产生机理及其对数字信号处理系统的影响.根据不同的信号同步类型,针对单比特电平信号、脉冲信号和边沿信号,分别给出基于触发器级联的跨时钟域信号同步方法;针对并行信号,提出基于异步FIFO （First In First Out,先进先出队列）和握手协议的跨时钟域同步方法;并通过仿真手段分析信号同步方法的有效性及其适用范围.结果表明：这些方法能够正确有效地完成跨时钟域信号同步,预防可能出现的亚稳态问题,从而提高复杂FPGA设计的可靠性和稳定性.     

航天器安全防护保障探讨

把对航天器安全的威胁分为硬和软两大类，分析了对航天器产生威胁的类别，以及为保证航天器安全而需要采取的措施。介绍了研究的内容，需要建设的空间信息对抗系统和空间信息探测网。     

航空发动机增益调度控制的多项式平方和规划方法

针对现有的线性变参数(linear parameter varying,LPV)控制器设计方法都是关于仿射参数依赖系统而没有专门针对多项式描述的LPV系统这一现状,提出了一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)规划的增益调度控制设计方法,并将其用于转速大范围变化时的航空发动机高压转子转速及压比控制.根据发动机非线性模型获取不同转速下的状态空间模型,并利用多项式拟合的方法建立发动机线性变参数模型.给出能够保证无静差的增益调度控制结构,利用有界实定理和多项式平方和理论推导出能够保证闭环系统鲁棒稳定的SOS约束条件,并形成控制器求解的SOS规划问题,通过求解获得多项式描述的增益调度控制器.分别以LPV模型和发动机非线性模型为对象做阶跃仿真,结果表明:高压转子转速/发动机压比控制系统的调节时间在2s以内,稳态误差不超过0.1%.      

TC4＋TC17线性摩擦焊接头的微观组织与力学性能

进行了TC4+TC17异种钛合金试件的线性摩擦焊实验,利用光学显微镜、扫描电镜及透射电镜分析了焊接接头的微观组织,并进行了焊后接头的力学性能测试.着重分析了焊接接头的焊缝、近缝区及变形区的组织特点及相变规律,并结合线性摩擦焊的工艺特点,初步分析了形变组织的形成机理.实验结果表明,利用合理的焊接工艺参数,用线性摩擦焊方法可获得可靠的Tc4+TC1钛合金焊接接头,接头的拉伸性能优于TC4母材.TC4与TC17接头的焊缝区为等轴细品组织,两侧近缝区、变形区的组织形貌差异较大.     

基于线化稳定性理论的后掠翼边界层内横流稳定性研究

采用Mack方法求解忽略曲率和压缩性的三维线化稳定性方程（Orr-Sommerfeld方程）,针对无限展长后掠翼,计算分析边界层内不同波长横流驻波沿弦向的放大率,确定最不稳定波的波长。计算结果与参考文献中的实验结论和计算结果符合较好,表明该方法能够准确的预测出最不稳定波的波长,可以用来指导横流驻波主导下的后掠翼流动稳定性问题研究。     

台风多发区复杂场地设计风荷载参数比较

确定长大、高耸柔性结构设计风速是抗风设计的首要内容。对于我国东南沿海椒江入海口复杂场地条件,由周边气象站历史风速风向资料统计分析表明,利用规范建议的极值分布概型预测重现期设计风速存在不合理性,台风登陆衰减效应导致临近工程场地多个气象站极值风速预测结果差别较大,采用线性回归方法加权换算工程场地设计风速可以较为合理地定义结构设计基本风速。参考长三角地区Monte-Carlo台风随机模拟结果,进一步有针对性地分析了不同气候模式风环境参数取值对于结构风荷载取值的影响。     

实测环境温度下固体火箭发动机二维温度场及应力场分析

监测了某舰载导弹发射贮运箱内温度,用有限元法求解了实测环境温度作用下发动机内二维温度分布和应力分布情况。结果表明:发动机内温度与贮箱内交变环境温度相比,温度峰值有所衰减,相位有所滞后;发动机星尖处应力最大,是比较容易产生裂纹的地方。     

航空发动机数控系统综合仿真平台设计

综合现有软硬件资源,采用模块化方法设计了航空发动机数字电子控制系统综合仿真平台,其框架主要包括发动机模型系统、传感器信号模拟与处理、控制器快速原型等子系统.发动机模型系统采用集成仿真环境调用液压执行装置和发动机数学模型库方式设计;快速原型系统采用Matlab/Simulink环境下将控制程序封装成S-Function的方法设计;软件设计重点描述了混合编程与定时器编程技术.以某双轴涡扇发动机为应用对象,进行控制系统数字仿真、半物理模拟试验和台架试车,在相同控制参数下,仿真试验与台架试车结果相似,表明所设计综合仿真平台具有工程应用价值.