不确定超声速导弹简化模型的滑模控制研究

针对于超声速导弹的参数时变、不确定的特点,在超声速导弹简化模型的基础上研究了滑模变结构控制方法,通过理论分析和仿真实践证明了滑模控制系统对于不确定系统具有较好的控制效果.并且与PID控制方法进行了对比,发现了滑模控制方法较PID控制方法具有更强的鲁棒性.证明了滑模法对于不确定超声速导弹的有效性.     

采用钝体式孔板淬熄的富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室排放性能试验研究

设计研制了采用钝体式孔板淬熄装置进行淬熄作用的富油-淬熄-贫油(Rich-quenchlean,RQL)驻涡燃烧室(Trapped-vortex Combustor,TVC)模型和试验系统,实现了富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧的分级燃烧。在常压状态下采用RP3航空煤油作为燃料开展了排放试验研究,分析并总结了当量比(包含总当量比和富油区当量比)、进口速度(马赫数)和进口温度等参数对采用钝体式孔板淬熄的RQL-TVC排放性能的影响。研究结果表明:不同进口温度或进口马赫数条件下,随着当量比的增大,氮氧化物(NOx)的排放指数(Emission Index,EI)呈现出先急剧升高,然后急剧下降并趋于平缓的趋势,在富油燃烧区当量比为1.1左右达到峰值,一氧化碳(CO)的EI值先保持平稳而后急剧下降,未燃碳氢化合物(UHC)的EI值呈现连续降低的趋势,燃烧效率持续增大,燃烧效率均高于95%,最大值达99%以上;进口温度较高或进口马赫数较小时,UHC和CO的EI值均较小,燃烧效率较高,而NOx的EI值较大,反之亦然。     

一种基于历史标校数据的移相值预测方法

地面测控设备在执行测控任务前,需要对和差接收通道的相位差进行标校(简称校相),以满足测角分系统的目标自跟踪要求.针对因标校设备故障而无法进行校相的问题,通过使用数理统计的多元回归分析方法,对积累的历史标校数据进行分析,确定了设备工作的环境温度对跟踪接收机移相值有显著影响.在此基础上,利用滑动窗口多项式拟合方法得到拟合移相值,并与最近一次的标校移相值进行时变加权,可以得到基于历史标校数据的移相值预测方法.仿真试验表明该方法具有较好的预测精度,可将预测移相值作为跟踪接收机参数,提高测控设备应急测控能力.     

基于滑模干扰观测器的高超声速飞行器滑模控制

首先,针对存在外部干扰和输入饱和的通用式高超声速飞行器的纵向动态模型,提出一种基于滑模干扰观测器的抗饱和滑模控制器。该滑模控制器采用非线性趋近律,在保证系统快速、稳定跟踪指令的同时,能够消除传统滑模控制中的抖振现象,并针对执行器饱和问题,加入抗饱和补偿器,以提高系统的稳定性。其次,对于系统中存在的干扰和不确定性,提出一种滑模干扰观测器,用以准确估计系统中存在的等效干扰,并将该观测器对干扰的估计值应用于滑模控制器中进行补偿,以消除干扰。再次,利用Lyapunov理论对所提出的基于滑模干扰观测器的抗饱和滑模控制器进行稳定性分析。最后,对高超声速飞行器的巡航状态进行仿真。仿真结果表明,所提方法能够有效提高系统的稳定性和抗干扰性,具有一定的实际应用价值。     

飞翼无人机3种保形进气口进气道气动与隐身综合特性对比

基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序排列总压恢复系数逐渐增大,畸变指数逐渐减小,进气道沿程气流也逐渐顺畅,矩形进气道模型进气道内流特性最优;③0°迎角下3种进气道模型雷达散射截面(RCS)均值基本呈现先增大后减小的特征,进气道终端开放时矩形进气道模型隐身性能最好,而终端短路时三角形进气道模型隐身效果更优异.      

商用飞机成本指数方法及其案例研究

成本指数功能是现代商用飞机设计中不可或缺的功能之一,是航空公司实际运营过程中节约成本的有效手段。描述了商用飞机成本指数和经济飞行速度的定义与计算方法,并选取了典型支线飞机作为案例,验证了该计算方法的正确性和实用性。可用于航空公司实际飞机运营和飞机制造商经济飞行速度功能的开发。     

基于LMI的高超声速飞行器滑模预测控制

针对高超声速飞行器非线性、多约束、快时变等特点,提出了一种基于线性矩阵不等式的滑模预测控制方法.首先设计系统的滑模面,然后对滑模面进行预测并将其作为优化性能指标,通过Schur补引理将控制律的设计转化为一个优化问题.该方法避免了常规滑模控制的高频切换,有效地克服了抖振现象.此外,相对于传统的滑模预测控制方法,该方法不需要额外计算终端约束条件和终端代价函数,只需要通过选取合适的李雅普诺夫函数即可保证系统的稳定性,且其加权矩阵和控制律是同时进行优化设计的,简化了设计过程.仿真试验表明,相比于单纯的预测控制和滑模控制,所提出的方法具有更好的跟踪性能.     

飞机过度/不足转向地面转弯操纵特性分析

为分析飞机着陆滑跑过程中的过度/不足转向特性,提高前轮转弯系统的操纵性能,提出了一种具有时变参数的飞机转弯系统的低阶等价模型,并结合系统稳定性的分析与飞行数据,可知在飞机着陆滑跑过程中的某个速度范围内,由于系统偏航角速度命令带宽衰减至零值附近,飞机的过度/不足转向特性曲线十分接近临界稳定速度边界,引起操纵特性严重恶化,由此提出了一种采用偏航角速度的局部负反馈来调节系统带宽的自校正增稳设计.分析与仿真结果说明:该模型能够解决使用高阶模型对飞机该项性能分析复杂的问题,可以作为高阶复杂模型分析的一种补充,且提出的增稳方法能使系统偏航角速度命令带宽保持在期望范围内,改善脚蹬操纵的敏感性,提高系统的操纵性能.      

亚暴起始地磁指数判断的统计研究

利用2004年地磁西向电急流 AL指数, 亚暴电急流AE指数和场向电流AF指数来确定亚暴起始, 并与2004年亚暴极光起始进行对比. 研究发现, 如果以极光亚暴起始为时间零点, 亚暴的西向电急流AL起始和电急流AE起始主要分布于-5~+6 min的时间范围内, 但在-9~+9 min的时间范围内也有个别事例. 场向电流 AF 起始分布较宽, 可以分布于-8~+7 min的时间范围内. 平均西向电急流AL起始, 电急流AE起始和场向电流AF起始分别为0.5, 0.5, -0.1min. 通常西向电急流AL起始与极光起始同时的概率最高, 而多数情况下电急流AE起始和场向电流AF起始提前极光起始1min. 这些地面磁场指数确定的亚暴起始分布, 随着亚暴强度的增大(即最小AL指数减少, 最大AE指数增大, 最大AF指数增大)而向极光亚暴起始靠近. 对于5个超级亚暴来说, 其西向电急流AL起始和电急流AE起始都发生在极光起始之前. 这些结果说明对于大亚暴, 电急流的增加要早于极光爆发.