基于模型补偿的风力机变桨距线性自抗扰控制器设计

设计了一种变桨距线性自抗扰控制器,估计和补偿了系统未建模部分和外界干扰,实现额定风速以上时系统输出功率稳定于额定值;并采用模型补偿方法对自抗扰控制器进行优化,减少了参数整定的数目,提高了系统控制精度。对额定功率为300 kW的风电机组分别在阶跃风、阵风以及湍流风作用下进行系统仿真。结果表明,该方法可以快速调节风速变化引起的输出波动,使得系统输出稳定且超调量小,具有很好的稳定性和鲁棒性。     

基于变分贝叶斯的自适应鲁棒滤波算法

针对组合导航姿态估计中,观测同时受到野值与时变观测噪声影响的问题,构造一种基于变分贝叶斯的自适应鲁棒滤波算法。该算法可以有效地解决自适应与鲁棒滤波策略的矛盾,利用变分贝叶斯近似估计变换的观测噪声,在变分贝叶斯的滤波框架内,利用Huber滤波鲁棒化方法处理连续野值。在组合导航姿态估计试验中,验证了该算法具有良好的自适应与鲁棒性,并能够保持较高的估计精度。     

飞行仿真加载控制系统的研究和应用

本文对飞行仿真加载、配平控制系统的技术要求、方案选择作了分析,重点阐述了驾驶杆俯仰加载、配平控制系统的基本结构、工作过程及融合设计计算,并对该系统的发展方案作了探索。     

高超声速滑翔飞行器多模型鲁棒跟踪方法

针对高超声速滑翔飞行器（HGV）具有机动能力强、机动样式多变、机动时机不确定等特点,提出了一种基于有向图变结构多模型的鲁棒跟踪（CHF-DSVSMM）方法。考虑到高超声速滑翔飞行器的跳跃滑翔运动特性,建立了包括自适应非零均值衰减震荡（ANMDO）模型、“当前”统计模型（CSM）等机动模型的模型集。针对固定结构多模型算法存在模型相互竞争、运算时间长的缺点,设计了基于有向图结构的切换准则自适应地改变模型集构成,提高模型匹配性。对于地基雷达探测中存在闪烁噪声的问题,采用容积Huber-based滤波方法进行状态估计。仿真结果表明,所提算法与现有方法相比具有更高的跟踪精度,并对闪烁噪声具有良好的鲁棒性。     

挠性卫星振动抑制的变结构主动控制方案及实验研究

文章从工程角度出发，以具有挠性太阳帆板的卫星为背景，着重研究了挠性空间结构的低阶模型变结构控制方案。针对卫星的“飞轮—喷气”执行机构工作模式设计了算法简单的变结构控制律，并基于单轴气浮台全物理仿真系统成功地进行了国内首次挠性结构振动主动控制实验，取得了显著的控制效果。     

变弯度机翼后缘偏心梁设计与验证

针对基板弯曲变形的变弯度柔性机翼后缘结构难以精确变形、承载差的问题,提出了一种多变形控制点偏心梁驱动结构,设计了偏心梁与柔性后缘结构连接。根据变形目标要求,通过ABAQUS二次开发的参数化非线性简化模型程序、粒子群算法程序对驱动变形控制点数量及位置进行了优化分析;通过载荷分析计算了偏心梁的变形控制点补偿位移。搭建了非接触测试系统测试了结构的变形。测试结果表明：结构偏转角度达到15°,变形后轮廓与变形目标吻合较好,翼尖处的最大误差在2 mm以内,结构驱动方案及优化方法可行。     

充气机翼的褶皱与失效行为研究

在经典工程梁理论的基础上,结合张力薄膜的应力状态分析,提出充气机翼褶皱失稳的判据。计入表面薄膜褶皱引起的刚度退化效应,将机翼等效处理为一个变截面刚度的梁,建立了充气悬臂机翼的等效梁模型,并采用微分求积法进行充气机翼弯曲变形分析。计算结果与充气机翼的静力弯曲试验结果相吻合,验证了充气机翼弯曲变形分析方法的有效性。应用片条理论引入气动力模型,并与所建立的等效梁模型相耦合,建立充气机翼的静气动弹性耦合模型,并用迭代算法进行求解。考虑起皱和失稳两种判据,并计算获取了试验机翼的起皱动压和皱褶失稳动压形式,计算结果与风洞试验结果一致。根据所建立的充气机翼静气动弹性分析方法,可以预测充气机翼表面褶皱区的扩展和弯曲变形,进而绘制充气机翼的静气弹许用包线,为充气机翼的设计提供必要的安全边界参考依据。     

跨声速巡航态连续光滑偏转后缘翼型气动特性

以连续光滑偏转后缘变弯度跨声速翼型为研究对象,对其开展了巡航状态绕流数值模拟,研究了其气动特性并与基本翼型和简单襟翼偏转后缘变弯度翼型的气动特性进行了比较.基本翼型采用RAE 2822超临界翼型;绕流数值模拟采用雷诺平均Navier-Stokes方法,通过与基本翼型试验数据比较,确认了数值模拟方法的准确性.研究发现,跨...     

优势关系集值决策系统中变精度粗集模型

将变精度的思想引入优势值关系的集值决策系统中,构建了一种基于优势值关系的变精度集值决策系统粗糙集模型,并讨论了该模型的性质及阈值β的变化对模型的影响。新模型可以处理存在偏序关系的不确定或不完备信息系统,并具有一定的容错能力。另一方面,通过合理设置参数β可使新模型的分类效果更加符合实际情况以及人在数据处理过程中的直观感受。实例分析进一步验证了相关结论的正确性。     

基于动态逆-滑模的高速飞行器控制器设计

吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性.