针对变速机动目标的变速导弹三维导引律

应用李雅普诺夫稳定理论，提出一种三维制导算法，在算法设计中，既考虑了目标机动，包括目标速度的变化，又考虑了导弹速度的变化，为实现所提出的算法，进一步将与目标运动的加速度和速度方位信息的有关的项归为两项，给出了其估计方法，仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于自适应神经网络的飞行控制律设计方案

介绍了一种自适应神经网络控制方法，利用李亚普诺夫稳定性定理推导了神经网络权值的自适应规律，保证了闭环系统的稳定性。设计了针对滚转通道的神经网络，并应用某型号飞机进行了非故障和故障状态的仿真。结果表明，自适应神经网络控制方法补偿作用显著，相当于系统具有一定的重构功能。     

弹射座椅与飞行员组合重心分布的研究

 为解决火箭弹射座椅在弹射出舱后的稳定性调节问题,对弹射座椅与飞行员系统组合重心的分布规律进行了理论研究,求解出了组合重心的分布方程,建立了组合重心的椭圆分布模型。研究结果已应用于弹射座椅与飞行员组合系统稳定性调节的工程设计中,应用实践表明所建模型准确、有效。     

前飞状态旋翼动稳定性及自由度间相互作用研究

为研究直升机在前飞状态下的稳定性,建立了前飞状态下旋翼的结构模型、气动力模型和平衡方程组。对方程组的周期系数处理以及前飞时的相关参数对旋翼动稳定性的影响等进行了研究。在前飞动稳定性分析中引入动力入流自由度。从分析各个自由度间的相互作用入手揭示旋翼动不稳定性的物理本质及影响因素。      

基于B参数的轴流压气机过失速稳定性分析

基于2阶Greitzer模型,按照B参数的变化,通过对系统方程进行局部线性化,把从失速到喘振的过失速过程划分为4个阶段进行非线性分析,不仅观察到了临界点附近的系统变化规律,而且可以准确判定临界点的位置。在B参数大于临界点时的情况下,引入了Lyapunov稳定性理论和局部不变集定理对系统进行全局稳定性分析,结合仿真结果,表明系统轨迹趋近于稳定的喘振极限环。      

直升机动力传动链扭振稳定性和响应计算研究

本文建立了直升机动力传动链与发动机全权数控系统耦合的动力学有限元模型,研究了其稳定性,并建立了一种计算其扭振瞬态响应的方法,经试验结果验证表明具有较高的预测精度.     

尾桨与机体模态耦合动力稳定性研究

本文以工程设计案例对尾桨与机体模态耦合稳定性进行了研究,提出了建模应考虑的因素,研究了机体刚体模态和弹性模态与尾桨耦合产生不稳定性的特点,分析了一些设计参数及气动力对稳定性的影响.从提高稳定性的角度,对设计、分析与试验验证提出了建议.     

基于超磁致伸缩材料的FBG电流传感器温度特性研究

针对基于超磁致伸缩材料的FBG电流传感器,分析了温度对传感头各个部分和整个传感头的影响,通过试验研究了FBG、Fe—Ga超磁致伸缩棒以及传感头三个部分的温度特性。结果表明,FBG的温度特性为线性,Fe—Ga超磁致伸缩棒以及传感头的温度特性整体为非线性,Fe—Ga超磁致伸缩棒的温度响应大于FBG的温度响应,传感头的温度特性主要取决于Fe—Ga超磁致伸缩棒的温度特性。在26℃到60℃范围内,根据传感头的温度特性,可采取分段补偿的方法消除温度影响,将温度特性分为线性区和非线性区两个范围,分别得到了传感头温度特性拟合方程。     

一种无陀螺捷联惯导系统角速度解算组合算法

无陀螺捷联惯导系统仅利用加速度计就可完成惯性测量与导航,然而采用积分法解算载体的角速度时误差积累严重,发散迅速。文章采用一种常用的九加速度计配置方案,设计一种积分法补偿算法,并针对其初始时段误差过大的问题提出了一种组合算法。仿真验证能有效地抑制解算误差的发散,提高了解算精度。     

涡扇发动机早期退化性能的线性变参数估计

针对涡扇发动机线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,给出了一种新的早期退化航空发动机部件性能LPV滤波器设计方法.该方法采用仿射依赖于参数的二次Lyapunov函数,在仿射二次稳定性的基础上,引入多凸性引理将滤波器求解问题转化为线性矩阵不等式(Linear matrix inequalities,LMI)约束下的凸优化问题,避免了求解参数化线性矩阵不等式(Parameterized linear matrix inequalities,PLMI)约束下的优化问题.针对某型早期退化涡扇发动机的仿真表明,该方法能以较高精度估计性能退化参数,且鲁棒性强,增益调度简单,具有一定的工程意义.