基于高阶奇异值分解的LPV鲁棒控制器设计

针对高超声速飞行器线性变参数（LPV）模型建模中准确度与复杂度之间的矛盾性,提出了一种基于网格化张量及高阶奇异值分解（HOSVD）的凸多胞LPV模型建模及控制方法。首先基于雅可比线性化给出了大包线网格化模型的张量描述形式,然后提出了一种基于HOSVD的多胞LPV模型生成算法,将网格化模型表述为有限个线性时不变（LTI）顶点及权重函数的组合,并基于舍弃的奇异值给出了建模误差的指标,最后结合某航天飞机再入段六自由度非线性模型进行了大包线鲁棒LPV控制器设计与仿真验证,结果表明该方法可获得计算复杂度低且保证建模精度的LPV模型,设计的鲁棒变增益控制器能够使系统快速跟踪姿态角指令信号,并能够保证系统的稳定性和鲁棒性。      

加油机喷流对受油机的气动干扰机理

针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明:受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。     

直升机回避区飞行试验技术研究

直升机在一定高度和速度范围内,当无动力或临界发动机失效后,即使旋翼自转或剩余发动机工作,飞行员也来不及操纵和调整直升机飞行状态,直升机会以较大的下降率触地,危及飞行安全.为避免出现上述情况,应确定直升机"回避区"(高度-速度曲线).本文介绍了"回避区"飞行试验技术现状和回避区飞行试验技术的重要性,提出了进行回避区飞行试验的程序和内容.     

航天器椭圆轨道自主交会的自适应学习控制策略

 提出了一种在缺少绝对轨道信息时的航天器椭圆轨道自主交会方法。利用Lawden方程描述椭圆轨道下的两星相对运动关系,并将方程中的时变参数单独归类。在假设这些时变参数无法得到的情况下,采用Lyapunov方法设计了椭圆轨道下自主交会的参数估计规则和自适应学习控制律。仿真结果表明,在只有相对状态信息的情况下,估计参数有效地跟踪了真实参数的变化,所设计的控制律能够实现椭圆轨道下航天器的自主交会。     

多分格相关与皮尔逊相关的蒙特卡罗仿真

为了解对于有序分类数据,使用多分格相关系数估计数据间线性依存关系的精确性,运用蒙特卡罗仿真法考察样本量的大小、分类数的多少、相关程度的高低以及数据分布的偏度对多分格相关系数估计精确度的影响;同样条件下计算皮尔逊相关系数并与之相比较.在实验设计的条件下,多分格相关系数的表现非常稳定,绝大多数情况下给出的估计值都比皮尔逊相关系数更精确.两种相关系数受样本量的影响都很有限,且估计值的偏差会明显随着分类数的增多而变小;但数据的偏态分布对皮尔逊相关系数的精确度有很大影响.     

蒙皮热辐射特性对平流层浮空器氦气温度影响

分析了平流层球形超压浮空器在运行高度所受的各种环境辐射,研究浮空器处于热平衡状态时辐射传热、对流换热的作用规律,建立了浮空器的热平衡模型,分析太阳辐射、地面反照、地面辐射等环境辐照因素对浮空器全天各个时刻蒙皮材料和内部氦气平均温度影响,对比了吸收率、发射率和吸收发射比等辐射参数对浮空器热性能的影响.分析结果表明:具有低吸收发射比的蒙皮材料具有较好的热控效果;对于吸收发射比相同的蒙皮材料,具备低吸收率特性的蒙皮材料热控效果更为明显,更适用于长航时平流层超压浮空器.分析结果对浮空器蒙皮材料选择和总体设计具有指导意义.     

非对称因素对舰载机弹射起飞安全的影响

非对称因素会导致舰载机在弹射后出现横航向偏离,并影响其纵向起飞航迹。针对定位偏心、弹射道偏角、甲板横摇等3类扰动因素,开展了这些非对称因素对飞机弹射起飞特性影响规律的理论分析与仿真计算,掌握了飞机在甲板滑跑段的偏航运动特性以及离舰上升段的横航向偏离特性。基于弹射起飞后飞机航迹下沉量与滚转角2项安全性要求,通过仿真计算建立了安全甲板风（WOD）包线,结果表明:安全甲板风包线的下边界由最大航迹下沉量约束,左右边界由最大滚转角限制确定,上边界由最大海面风速决定;定位偏心、甲板横摇等非对称因素将显著缩小安全甲板风包线的风速和风向角范围。      

航天器随机振动和噪声试验条件设计方法

随机振动和噪声环境条件对航天器的设计与试验验证至关重要。文章阐述了航天器动力学环境模拟试验的原则,重点介绍了试验量级和试验持续时间的确定方法及其优缺点。确定试验量级的方法包括极限包络法和正态容差限法,确定试验持续时间的方法包括逆幂律、疲劳损伤和首次穿越方法。     

可重复使用运载器再入轨迹次实时优化

新一代可重复使用运载器RLV(Reusable Launch Vehicle)再入时应具备自主导航的能力,其实现的关键是用机载计算机近实时或实时地生成一条满足各种约束条件的再入轨迹.根据RLV再入的特点,引入了新的假设,对再入轨迹方程进行简化处理,优化难度降低,工作量减少.另外引入次优化轨迹的概念,对控制量(迎角和滚转角)的优化分两步进行,每步只对当中一个控制量进行优化.这样处理能在很大程度上加快算法的收敛速度.仿真结果表明,只需10s左右的时间就能产生一条满足终端约束条件、控制量约束条件和加热率约束条件的次优化轨迹.其结果具有较好的工程应用价值.      

基于双方态势的机载光电探测系统的能力研究

针对作战环境下机载光电探测系统的探测能力评估,通过对作战环境和探测概率特性的分析,构建了机载光电探测系统探测能力包线模型。经过仿真分析,所建立的探测能力包线随着相对进入角、方位角、俯仰角、背景辐射和系统性能的变化而呈现不同的变化规律,基本符合实际情况,同时给出了最佳的探测方位。