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双框架飞机蒙皮检测机器人切换运动控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种双框架飞机蒙皮检测机器人,通过分析该机器人在飞机表面上的受力情况,在飞机表面该机器人受到了非完整约束,基于牛顿-欧拉法建立了机器人非完整约束动力学模型。根据机器人机械结构和运动步态分析,将该非完整机器人系统分为子系统A和子系统B。为了实现机器人在飞机表面运动,采用反演技术和快速Terminal滑模控制相结合的思想对系统设计了控制器,提出了一种反演-滑模控制方法;对于非完整机器人子系统A和子系统B,设计了一种基于事件驱动的切换策略,实现了机器人对期望轨迹的全局渐近跟踪,并利用Lyapunov稳定性证明系统的跟踪误差收敛。仿真和试验表明,采用该切换策略和反演-滑模控制方法,双框架飞机蒙皮检测机器人可以在飞机表面自由运动并进行损伤检测,具有良好的可靠性和稳定性。 相似文献
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针对复合壳阻尼结构的拓扑减振优化问题,以约束阻尼层的有限单元为设计变量,采用体积比、模态频率和振型为优化约束条件,构建以多模态权重系数的结构模态损耗因子数值关系为优化目标函数的拓扑减振优化模型。为了拓展优化目标灵敏度具有不局限于某一变密度法插值模型的形式,推导了数值表达式的一般函数式。动力学优化中优化目标灵敏度正、负数集共存,使得非凸性的目标函数设计变量出现负值或优化函数寻优于局部极值点。为此,推导出复合壳阻尼结构的全域灵敏度改进优化准则法迭代格,以确保每次迭代域均为全域设计变量集。结合有限单元法编程实现了复合壳阻尼结构改进准则法,并对复合壳结构进行拓扑减振优化分析。结果表明:在敷设体积减为全覆盖的50%时,复合壳结构的模态损耗因子增减偏差为10%,具有提升减振的轻量化设计目的;各阶目标函数和拓扑构型所需的迭代次数少,中间密度区域较小,多阶优于单阶模态优化函数,易于获得全域寻优的有效减振。 相似文献
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This paper presents a brief review of activities in laminar flow control being performed at the Central Aerohydrodynamic Institute named after Prof. N.E. Zhukovsky (TsAGI). These efforts are focused on the improvement of the existing laminar flow control methods and on the development of new ones. The investigations have demonstrated the effectiveness of aircraft surface laminarization applications with the aim of friction drag reduction. The opportunity of considerable delaying of laminar-turbulent transition due to special wing profile geometry and using boundary layer suction and surface cooling has been verified at sub- and supersonic speeds through various wind tunnel testing at TsAGI and during flying laboratory experiments at the Flight Research Institute (LII). The investigations on using hybrid laminar flow control systems for friction drag reduction were also carried out. New techniques of laminar flow control were proposed, in particular, the method of local heating of the wing leading edge, boundary layer laminarization by means of receptivity control, and electrohydrodynamic methods of boundary layer stability control. 相似文献
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针对存在执行器故障与外部干扰的刚体飞行器姿态控制系统,提出一种基于快速非奇异终端滑模(NSFTSM)的姿态容错控制方法.控制方法不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题.采用二阶鲁棒精确微分器估计执行器故障与外部干扰,采用快速非奇异终端滑模技术设计姿态容错控制律,根据Lyapunov稳定性理论证明了方法的稳定性.稳定性分析表明,通过引入新型快速非奇异终端滑模,控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,进而收敛到系统平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性.数值仿真结果验证了方法在姿态跟踪控制中的有效性. 相似文献
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离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流/层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600 r/m,对应叶尖切向速度为25~40 m/s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度 DRE 诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性. 相似文献
40.
为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度(PSD)分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。 相似文献