基于显式预测控制的涡扇发动机控制器设计

模型预测控制因其能够较好地处理涡扇发动机约束问题且实现多变量控制而具有较大的应用潜力。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题,基于显式模型预测设计了航空发动机多变量控制器。在控制结构上采用多速率双闭环系统,保证了控制精度;在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性函数计算问题,大幅度减少了计算量;在发动机从开环切闭环的过程提出一种增量式切换方法,实现无扰切换。数值仿真和硬件在环仿真结果表明,转速和压比稳态误差分别不超过±0.25%和±1%,控制器在25ms控制周期内能完成计算,满足嵌入式系统实时性要求。     

预燃式火稳稳定器高空低压试验研究

在二元燃烧试验设备和扇形燃烧试验设备上,模拟发动机高空低压状态,分虽进行预燃式火焰稳定器及带径向稳定器的预燃式火焰稳定器的点火性能与稳定燃烧性能试验,得到预燃式火焰稳定器在安装径向稳定器前后的性能曲线,从结构参数和气动参两方面出发,以这些曲线进行比较和分析,总结了预燃式火焰稳定器的工作性能。     

捷联惯性导航系统的等效非线性误差模型

当捷联惯性导航系统（ＳＤＩＮＳ）出现大的误差时,其常规线性误差模型就不能有效地表现导航误差传播的非线性特性。为了说明捷联惯性导航系统的大状态误差,这里介绍一种旋转矢量误差,同时引入旋转矢量误差与四元数误差之间的相互关系。利用这种关系,捷联惯性导航系统的非线性误差模型就可以相应地用旋转矢量误差和四元数误差加以说明。很明显,这里所阐述的捷联惯性导航系统的非线性误差模型之间彼此互相等效。此外同时表明,当     

含不等长双裂纹无限大板应力强度因子

采用交替法求解了含任意相对位置不等长双裂纹的无限大极受均布拉应力作用的应力强度因子。此法以平面弹性力学的一个问题为基础,即含单裂纹无限大板,裂纹面受集中载荷,此问题的解已知,然后交替地满足边界条件。各种计算结果已绘成曲线。     

叶栅绕流计算的高分辨率隐式解法

以一种性能优越的高分辨率格式为基础, 发展了其隐式解法, 提出并实现了与这种格式相适应的隐式边界处理过程, 从而显着提高了高分辨率格式的收敛速度。用不同来流条件下叶栅绕流数组计算结果与实验做了对比, 以说明解的准确程度和本文算法的效果。      

塞式喷管性能的数值模拟与实验验证

通过特征线法在塞式喷管中的应用，研究了塞式喷管主要结构参数对其性能的影响，同时，研究了塞式喷管的高度特性，最后还对塞式喷管合推力与发动机轴向夹角的高度特性进行了研究和分析。理论研究结果得到了实验的验证。其结果可用于塞式喷管的设计。     

飞机复杂蒙皮拉形数值模拟系统开发及关键技术研究

针对飞机复杂蒙皮拉伸成形特点,基于静态隐式算法开发了复杂蒙皮拉形数值模拟系统STRETCH FORM。系统分为前置处理、核心求解和后置处理3个模块。介绍了系统各模块的主要功能以及机构运动、静态隐式有限元算法和接触搜索算法等关键技术理论。利用商业软件MARC和PAM STAMP进行了S形蒙皮拉形的模拟计算对比,并对某型号机的进气道蒙皮零件进行了生产验证,结果表明系统具有较高的可靠性和计算精度。     

基于单像素成像的遥感图像分辨率增强模型

目前对地遥感的最主要途径之一便是通过遥感相机获得目标物信息,然而遥感相机的分辨率直接影响成像质量。结合遥感相机的推扫式成像技术,文章提出了一种基于单像素成像的超分辨增强技术模型,该模型能够简化重建过程,其设计目标是基于单像素超分辨的技术手段将航天遥感相机的图像分辨率增强4倍。为了验证该设计思想及其重建效果,文章设置了超分辨增强仿真试验,最终仿真试验结果表明,基于单像素的超分辨模型可以将图像的信噪比提高1.1倍,且重建的图像具有明显的抑制噪声的效果,起到了良好的降噪功能,相较于其他传统图像分辨率增强方法（如双三次内插、超深超分辨神经网络）具有更高的优越性。该方法可为地理遥感探测、土地资源探查与管理、气象观测与预测、目标毁伤情况实时评估等诸多领域的图像处理和应用提供有力支持。     

展开式变体垂直起降飞行器气动布局与控制策略设计及飞行验证

垂直起降飞行器具有固定翼飞行器飞行航程远、飞行速度快的性能优势,又同旋翼飞行器一样机动灵活,具有垂直起降的功能,近年来成为飞行器研究领域的研究热点之一。尤其是尾座式垂直起降飞行器由于其结构简单、重量利用率高等优点,受到了较多关注。本文提出了一种机翼可展开的尾座式变体垂直起降飞行器总体布局方案,为该布局设计了一种具有自锁功能的机翼变体驱动机构。利用风洞测力实验对飞行器固定翼巡航模态、四旋翼悬停模态及变体过渡过程的气动力进行研究,给出了飞行器在固定翼巡航模态下的配平能力与飞行性能,及前倾加速及变体过渡过程中的气动特性。并提出了一种升降副翼-旋翼协调航向增强控制策略,有效提升飞行器悬停模态的航向控制力矩。通过对飞行器变体转换过程的受力情况研究,为该构型飞行器设计了一种基于空速与俯仰姿态角的变体过渡控制策略。对该构型飞行器进行了飞行试验验证,结果表明飞行器在四旋翼悬停和固定翼巡航模态下表现出良好的操纵性和抗风能力,成功实现了平稳的无高度损失模态转换,验证了控制策略的有效性。     

一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象,提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上,在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节,横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC),同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题,具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明,所提方法可有效抑制振荡现象,满足终端约束及再入走廊约束,方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。