基于扩张状态观测器的动态逆过失速机动飞行控制

针对飞机过失速机动飞行控制问题,提出了一种将动态逆与扩张状态观测器相结合进行扰动估计补偿的新思路。根据时标分离原则将飞机状态分为快变量和慢变量,并分别设计了两个回路的动态逆控制器。在快慢回路分别引入扩张状态观测器对系统的不确定部分进行估计补偿,抵消不确定部分对系统动态特性的影响。最后对控制律进行了过失速机动仿真。结果表明,在存在较大参数摄动情况下,设计的控制律能控制飞机跟踪控制指令,表现出良好的稳定性和鲁棒性。     

航空发动机滑油压力和温度最大影响参数的一种确定方法

以初步确定的试飞中滑油压力和滑油温度影响参数集合为基准输入参数,基于大量试飞数据,采用人工神经网络方法,获得滑油压力模型和滑油温度模型的基准结果。随后,采用不同的基准输入参数子集进行人工神经网络计算,以模型计算结果与试飞结果的最大偏差、偏差分布范围作为判据,与基准结果对比,确定滑油压力和滑油温度的最大影响参数。最后,建立发动机全包线试飞、全工作状态的滑油压力和滑油温度最大影响参数确定方法。该方法对滑油系统的试飞内容规划、状态预判和安全监控等具有重要的指导作用。     

涡轴发动机自吸油试验方案设计及验证

阐述了涡轴发动机自吸油特点,对比了国内外相关标准对涡轴发动机自吸油能力的评定要求和方法。研究了涡轴发动机油泵自吸油工作机理,总结出合理可行的自吸油试验方法,并进行了飞行试验验证,以确定影响飞行试验方法的各种因素,包括自吸供油的高度边界、各个高度自吸供油的速度范围和发动机状态。试验表明,影响发动机自吸油边界的主要因素为发动机状态和飞行高度,所提出的试验方案经验证可行且能够较为充分地验证发动机自吸油能力。     

含间隙运动控制系统中的定位抖动和 速率波动原因分析及解决措施

针对一类含间隙大惯量非直驱转动系统中出现的速率波动现象,利用描述函数法和计算仿真的方法进行了原因分析.在通常的解决措施如双电机消隙、机械消隙方法之外,针对一类间隙可测量的运动控制系统,提出了解决该类问题的新思路,即通过间隙的间接测量,利用反馈机制进行间隙补偿,并用小增益定理证明了其稳定性.实现了部分电气消隙的作用,在适当降低跟踪精度的情况下,消除了定位抖动,提高了速率平稳性.     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法研究

目前我院发动机使用的全轴摆动喷管摆动装置一般设计成非理想状态,导致摆角控制上由于牵连干扰而存在一定的误差,影响发动机试验中喷管的控制精度。只有通过测量发动机喷管牵连角,对另一个作动器进行牵连角补偿,才能消除发动机喷管牵连干扰。小组运用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法,完成了牵连角测试。     

具不确定观测和相关噪声的最优递推滤波

应用正交投影定理,对于噪声相关系统,在观测不确定的情况下,求出了状态向量的卡尔曼滤波公式。在线性最小方差准则下,解决了状态噪声一步相关,相同时刻的测量噪声和状态噪声相关,以及测量噪声和状态噪声在相邻时刻均相关的情况下的滤波问题,并给出了递推滤波公式。仿真算例说明了它们的有效性。     

基于状态维修策略下的机组氧气监控模型的建模与实现

鉴于当前的机组氧气系统排故与维护主要为事后处理,通过建立机组氧气系统失效模型,运用数学统计的方法监控和评估机组氧气运行状态,以实际的案例论证了此方法的可行性及其实践成效。     

寻的地空导弹目标运动状态的估计

本文讨论了目标作随机圆周运动时,采用有限记忆法及推广卡尔曼滤波法对目标的实时状态作估计的问题。给出了目标估值的实时递推公式。比假设目标为一阶马尔可夫过程随机运动更加实际,所得的算法公式同样具有实时估计的能力。