8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试及初步分析

本文介绍了8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试,给出了试验台在不同工况下的固有频率及振型。并在试验的基础上,进行了试验台安装 BO-105旋翼模型时的地面共振问题的分析计算,确定了旋翼临界稳定转速。同时,初步分析了有关参数对试验台动态特性的影响。     

基于模糊逻辑的飞行/推力综合控制系统研究

对保持飞行恒定及保持飞行迎角恒定两种自动动力补偿系统所构成的飞行／推力综合控制进行了评估。在此基础上,提出了ＡＰＣＳ采用控制规则在线自调整及非线性参数优化的模糊控制。其设计思想是,从工程实现考虑,在油门控制律中省去法向加速度△ａｃ及舵偏△δｅ两种反馈信息,仅根据迎角误差叉△α及其变化率△α的大小,在线调整加权因子,以提高稳态控制精度,消除由于量化误差而引起的稳态振荡。利用非经一性优化控制算法,对Ａ     

基于免疫进化算法的枢纽机场停机位调度模型

针对繁重机场日益严重的航班延误问题,以提高旅客的满意度和减少航班滑行时间为目标,提出了一种高效的停机位分配模型。模型基于免疫进化算法,以最少航班被分配到远机位和航班滑行时间的均方差最小为目标函数。模型可以用于在机场航班时刻已知的情况下,对不同时段的航班的停机位进行高效快速分配,通过国内某大型机场的实际运行数据进行计算及对比分析表明,模型和方法是有效可行的。     

基于遗传算法的涡扇发动机最大状态性能寻优

对某型涡扇发动机的最大非加力寻优模式进行分析,在满足该发动机各部件的物理约束条件下,采用遗传算法对其进行性能寻优,提高其最大剩余推力值.寻优过程由基于GAlib类库的遗传算法和该涡扇发动机非线性数学模型结合编程实现.在此基础上,对遗传算法的主要运行参数进行分析和优化.在地面状态下进行仿真,其剩余推力值与设计点相比提高了4.84%.研究结果表明:遗传算法作为一种有效的全局并行优化搜索工具,适合于像涡扇发动机最大非加力状态性能寻优这样大规模、高度非线性及无解析表达式的性能优化问题;通过对遗传算法运行参数的优化,能有效的提高寻优速度并减小计算量,提高运算效率.     

敏捷性导弹的建模与模糊变结构控制

新型精确制导导弹为了获得更大的机动性、敏捷性和更高的命中精度,大多采用了推力矢量控制或反作用推力控制.讨论了敏捷性导弹的动力学特性及数学建模,并针对一类反作用推力控制的导弹提出了一种具有实时逻辑切换能力的变结构模型跟踪控制方案,为减弱一般变结构控制系统的抖颤问题,在变结构控制系统中引入简单的模糊规则,有效抑制了变结构系统的抖颤,同时进一步增强了控制系统的鲁棒性.数学仿真表明控制方案的有效性.     

针栓式喷嘴喷雾燃烧特性研究进展

针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文首先介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,紧接着总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,最后展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,重点分析了工况参数和结构尺寸对破碎形态、喷雾锥角、SMD、液滴速度等的影响,针对针栓式喷嘴液膜破碎机理的研究相对较少;针栓式喷嘴燃烧特性研究主要集中于燃烧流场结构、燃烧性能和热防护等方面,对针栓式发动机固有燃烧稳定性机理以及动态燃烧特性的研究还较为欠缺。     

起飞模态的综合飞行矢量喷管控制系统设计

通过对背景机加装鸭翼或矢量喷管,采用四种控制方案,研究了矢量喷管控制对飞机起飞性能的改善作用.根据飞机起飞过程,建立了各运动阶段的飞机纵向运动模型.分别设计了各控制方案的综合飞行/矢量喷管控制的综合系统控制律.在已建立的运动模型和非线性推进系统模型上,进行了起飞过程的数学仿真.仿真结果表明,所设计的综合系统控制律较好地完成了起飞任务.主要性能数据表明,矢量喷管与相应舵面协调控制明显改善了飞机的起飞性能.     

一种微推力测量系统的推力不确定度标定方法

利用微推力测量系统有助于星载微推力器性能的测评和研发,而其不确定度的标定可以判断实验测量结果的可信度,本文提出一种推力测量系统的推力不确定度标定方法。通过对推力测量系统施加已知标准力,根据推力测量系统的系统响应反演计算推力估计值,将已知标准力与推力估计值比较,以此标定推力测量系统的推力不确定度,并且给出推力不确定度和推力误差。所提方法具有以下主要特征：（1）利用推力积分方程离散化为推力离散化线性方程组求解推力加载全程的动态推力;（2）根据标准力不确定度和推力估计值不确定度,综合评价推力不确定度;（3）依据标准不确定度和扩展不确定度,获得给定置信度条件下的推力相对误差。本文基于所提方法对某亚毫牛级推力测量系统的不确定度进行了实验评估。结果表明在给定95%置信度条件下,其推力测量误差小于2%。所提出的推力不确定度标定方法,可为星载微推力器的推力误差评定提供了高置信度、高精度测评方法和手段。     

基于凸优化理论的含约束月球定点着陆轨道优化

针对月球精确定点软着陆问题,考虑导航及障碍检测敏感器视场约束及制动发动机推力大小约束,对月球动力下降段轨道优化方法进行了研究。首先建立了含约束条件的三维定点软着陆轨道优化问题模型,根据庞德亚金极小值原理推导了最优推力开关方程,并给出了推力奇异区间不存在的证明。针对优化模型中的复杂非线性约束,引入凸优化理论将问题转化为二阶锥优化问题,并采用内点法求解了最优标称轨迹。最后给出了月球软着陆制动段、接近段的仿真结果,验证了该着陆轨道优化方法的有效性。     

固体动能拦截器助推段飞行方案研究

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种可用于固体动能拦截器助推段的导引方法。建立了固体动能拦截器与目标的相对运动关系模型,分析确定了转移轨道的约束条件,并在此基础上推导出转移轨道的轨道根数计算方法。同时根据拦截器的待增速度给出了助推器推力矢量方向的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现固体动能拦截器助推段的制导控制。