传感器微小故障诊断及在电机上的应用

为了解决带有未知扰动的微小故障诊断问题,提出一种基于混合未知输入观测器的故障诊断方法。这种观测器不需要已知扰动上界,既可以检测和估计出非线性系统的传感器微小故障,又对未知扰动具有强鲁棒性。首先,通过坐标变换将原系统解耦成两个子系统,其中一个子系统只有传感器微小故障,对其设计观测器进行检测和估计;另一个子系统只有未知扰动,对其设计未知输入观测器消除扰动的影响,且求解未知输入观测器的增益矩阵时减少了约束条件。然后,采用Lyapunov函数证明误差动态方程的稳定性并表示成线性矩阵不等式的形式,有利于观测器增益矩阵的求解。最后,将本文所提方法应用到电机系统中,仿真结果验证了所提方法的有效性。     

基于高温燃气引射的引射器设计与实验研究

结合气体热力学理论和等压引射器设计理论方法,提出了高温燃气热力学参数计算方法,研制了基于高温燃气引射的超声速引射器试验平台。通过引射器与燃气发生器的对接实验,研究了零引射和被引射气流引射两种状态下的工作性能以及引射气流温度变化对工作性能的影响。实验结果表明:被引射气流流量360 g/s时,入口总压达到3.89 kPa,优于设计指标4 kPa;引射气流温度在低于设计值100 K范围内的变化对引射器的工作性能不会造成影响。实验验证了基于高温燃气引射的超声速引射器性能计算分析与工程设计方法的可靠性,相关研究结果为燃气发生器参数优化提供了指导性建议。     

基于现场总线和智能变送器的风洞气流参数测量系统研制

准确测量来流雷诺数对于研究一些对雷诺数变化敏感的流动现象十分重要,为了得到较为准确雷诺数需要测量来流速度、温度和环境大气压等气流参数.本研究基于带Hart通信协议的智能变送器以及数字式振筒气压仪,在低速风洞中实现了一套简单实用的气流参数采集系统.其中,主机和差压、温度变送器之间通过Hart适配器相连接,并通过串口以Hart协议实现通信;而数字式振筒气压仪与计算机之间则直接通过串口实现通信.在系统开发过程中对Hart协议进行了解析和测试.在该系统气流参数采集的基础上,实现了来流雷诺数实时精确的计算,并对比了因温度和气压波动导致的雷诺数计算差异对旋成体大迎角雷诺数效应研究的影响,从而进一步说明了发展该系统的重要性.     

后掠机翼横流驻波及其谐波研究

使用Mack方法求解三维不可压Orr-Sommerfeld方程(忽略曲率影响),得到模型在风洞最佳实验条件下空间最大放大率展向波长为4mm.以此为基础,选择大于此波长的具有代表性的展向扰动波长6mm与7mm,计算了这两个驻波及其谐波空间的放大率.研究在整个层流区主导流动的扰动波长及其发展趋势.使用丝网印刷的方式,在后掠机翼前缘添加粗糙带,人工引入6mm与7mm驻波,通过升华法验证了计算与理论分析.     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究.结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定.     

近失速压力扰动的试验

采取在静子叶片表面埋入微型压力传感器的方法,对叶尖、叶中和叶根3个截面上的动态压力进行测量,实验研究了压气机近失速的流场特性。实验结果表明:压气机失速前,存在两个特征频率的压力扰动;这两个特征扰动的扰动频率与压气机转速成正比,与转子转动频率的相对频率分别等于5和8;相对频率为5的特征扰动强度随着流量系数减少而增大,在失速点达到最大,而相对频率为8的特征扰动随着流量系数减少先增大,在失速点突然下降;选择相对频率为5的特征扰动作为压气机失稳预警信号,设定某一λ值作为报警的阈值,可以有效防止压气机失速。      

近壁湍流边界层壁面局部扰动诱导形成相干结构的动力学模型

在壁面局部脉冲扰动作用下,采用直接数值模拟的方法,数值研究了湍流边界层近壁区两个相干结构形成的理论机制和非线性作用问题.然后,通过数值计算的手段,进一步探讨了近壁湍流边界层流中两个相干结构之间的非线性作用机理,分别确定它们在流向、展向方向上排列的不同结构类型分布的两个相干结构之间相互作用的效果有何区别以及它们之间间距的大小对相干结构的产生和发展有什么影响,从而可能合理地解释平面剪切湍流中低速条纹结构出现的原因.     

基于Backstepping和扰动观测器的导引律

考虑目标机动和自动驾驶仪动态特性等情况,基于扰动观测器(DOB)技术及Backstepping的设计思想,提出了一种新型的三维导引律。运用Backstepping的设计思想,将包含驾驶仪动态特性的制导环路分为外环和内环两个环路。将目标机动及俯仰和偏航平面间的交叉耦合项当成外环扰动,将驾驶仪参数不确定当成内环扰动,分别设计内外扰动观测器将它们估计出来,利用估计值做前馈补偿得到的外环控制器可抑制目标机动对制导精度的影响及实现两个平面的解耦控制,内环控制器补偿驾驶仪动态特性对制导精度的影响。导引律的设计在于使得导弹的实际加速度跟踪上外环的虚拟控制。仿真结果表明:在目标做大机动、考虑驾驶仪动态特性的情况下,这种导引律仍然具有良好的制导精度。     

高超声速飞行器热结构设计分析技术研究

综述了国内外高超声速飞行器结构热设计分析技术的进展,探讨了计算气动热力学应用于高超声速飞行器结构设计的能力与局限性的现状,提出并讨论了高超声速飞行器热结构设计分析的关键技术及其发展趋势:(1)高超声速飞行器瞬态表面温度和气动加热率计算技术;(2)流-热-固多物理场耦合机理模型技术;(3)流-热-固多场耦合计算分析技术;(4)高超声速飞行器热防护结构设计技术。     

一种非理想Boost变换器控制方法的研究与实现

为改善实际Boost变换器在大信号扰动下的控制性能,以CCM非理想Boost变换器为控制对象,提出一种PWM复合控制策略。应用补偿策略设计了非理想Boost变换器的前馈跟踪器,在此基础上引入了电流P型调节器和电压PID调节器,构成最终的PWM控制器。仿真和实验均表明,该控制策略不仅有效解决了非理想Boost变换器寄生损耗精确补偿的问题,而且提高了Boost变换器输出电压在大信号扰动下的动态响应。