基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的增广LQR控制器设计

构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型.使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与H_∞控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强.此外,该控制器设计过程简单和调参方便.借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明:发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范(ADS-33E)的要求.      

密集编队中飞机发动机的疲劳损伤差异

选取典型密集编队飞行任务,利用实测飞行数据,研究了在飞行动作几乎完全相同的条件下飞机发动机疲劳损伤的差异.经过二次雨流法统计循环次数和线性累积损伤理论折合到标准循环,得出了密集编队中长、僚机因位置不同而造成的发动机疲劳损伤的差异及其统计规律,发现疲劳损伤差异分布为威布尔分布,单机差异一般为2～4倍,最大可以达到9～10倍.进一步揭示了发动机疲劳载荷/损伤的分散性和单机疲劳寿命监控的必要性.      

用于微小型GNC系统的电气单元集成一体化及信息快速处理技术

微小型导航、制导与控制（MGNC）集成一体化电气单元需要采集和处理的数据量较多,且算法复杂,本文采用流水线与高速串行总线技术,实现了集成一体化电气单元电路的多路、实时、同步采样。并对GNC软件中组合导航算法的Kalman滤波器进行了降维处理,车载导航试验表明该设计方法可有效提高组合导航软件的实时性与智能性,为最终提高GNC软件运行速度和效率创造了条件。     

NF-3风洞神经网络自适应稳风速控制系统研制

介绍西北工业大学NF-3大型低速直流式翼型风洞改进后的稳风速控制系统的结构、控制原理和性能特点。针对低速直流风洞风速控制系统建模困难,易受外界干扰影响,且自身参数时变不确定,控制难度大的特点,新系统采用了多线程、数字式数据采集方式,带死区控制的PSD神经网络自适应控制算法。通过在NF-3风洞三元试验段和二元试验段的实际应用,与正在使用的模糊控制系统相比较,新系统的适应性和鲁棒性更强,调试时间大为缩短,风速控制精度在风速大于10m／s时从国军标的合格指标0．3％提高到先进指标0．1％,稳定时间减少了10％左右,人机交互也更加友好。     

超宽带脉冲无线电在近距编队中的应用研究

编队飞行航天器间可靠的实时通信和精确的定位是需要解决的关键技术之一。超宽带脉冲无线电技术具有抗多径干扰、传输速率高、结构简单且可进行通信和导航一体化设计等鲜明特点。本文首先介绍超宽带脉冲无线电的基本原理,分析其主要特点,在跟踪编队飞行无线链路现有技术的基础上,研究了超宽带技术在近距编队中的潜在应用,最后分析了超宽带技术在航天器近距编队应用中需要注意的问题。     

基于多项式平方和规划的航空发动机鲁棒LPV/PI控制

针对航空发动机常规(proportion integration,PI)控制器设计过程中难以保证鲁棒性及参数适应性差等问题,提出了一种基于线性变参数(linear parameter varying,LPV)模型及多项式平方和(sum of squares,SOS)规划的控制器设计方法.结合传递函数模型下的鲁棒稳定条件及弱对偶定理给出了多项式描述的LPV模型鲁棒稳定条件,并转化为便于求解的SOS规划问题.根据发动机非线性模型获取不同转速下的传递函数模型,并利用多项式拟合的方法建立发动机LPV模型.根据所提出的定理构造出SOS规划问题,并求解得出LPV/PI控制器.最终以某型双轴涡扇发动机为被控对象,在包线内不同点进行了阶跃仿真,结果表明:高压转子转速控制系统的稳态误差为0,调节时间小于3s.      

高超声速飞行器控制面热防护系统地面试验研究

针对高超声速飞行器控制面研发手段中极其重要的地面试验技术,以X-37轨道飞行器为例,介绍了国外的最新研究进展和关键技术解决途径,以及指导地面试验研究的方法,并针对控制面方案在评估和鉴定中必不可少的高温模态试验,进行了综述和分析。     

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.     

辅助动力装置系统进气风门位置控制设计与研究

辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统用于地面和空中控制辅助动力装置进气风门的打开和关闭,通常由控制器,作动机构(电动作动器和连杆机构)组成。辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统的设计是辅助动力装置控制系统设计的一部分,和辅助动力装置进气风门设计、进气风门气动载荷计算分析及辅助动力装置进气道设计同步进行,相互影响。对某型飞机的辅助动力装置系统进气风门位置控制设计方案进行了介绍,该风门位置控制采用单独的风门控制器,降低了辅助动力装置FADEC(Full Authority Digital Electrical Controller,全权限数字电子控制器,简称FADEC)软硬件设计复杂度,简化了接口设计;并且设计了一种新型辅助动力装置系统进气风门作动机构,该作动机构安装/拆卸方便,可达性好;具有力矩放大功能,且该机构可调节,能输出不同大小的力矩。该进气风门位置控制子系统经过型号验证,对后续型号研制具有较强的指导性。     

硫化压力对橡胶／金属热硫化粘接剥离强度的影响

研究 NR1155天然橡胶在不同硫化压力下热硫化后的物理力学性能。基于90°粘合剥离强度测试方法分别测量了不同硫化压力下制备的橡胶／金属复合结构试样的粘合剥离强度,并采用低场 NMR 橡胶交联密度测定仪分析试样中橡胶部分的交联密度,同时采用冷场发射电子扫描显微镜（SEM）研究剥离破坏表面。结果表明：NR1155天然橡胶胶料与 Chemlok205／Chemlok220热硫化胶粘体系具有很好的相容性和协同硫化作用。随着硫化压力的提高,橡胶／金属的粘合剥离强度呈现先降低后增加的规律,且最大剥离力呈现对硫化压力的函数依赖关系,而硫化胶的交联密度则呈现相反的趋势。