自适应阻抗控制在广义主动加载中的应用

 以并联六自由度机构为对象,研究了阻抗控制在广义主动加载中的应用。推导了并联六自由度机构广义力、单缸力和单缸位移之间的阻抗控制数学模型,并分析了稳态误差影响因素;设计了符合现有实验条件的模型参考自适应阻抗控制器(MRAC),该控制器仅通过广义力反馈、单缸力反馈即可实现控制参数的在线修正,并由六自由度机构单缸位移反馈构成闭环控制系统。比较自适应阻抗力控制器和经典力控制器进行了广义主动加载仿真,结果表明所设计的控制器提高了系统动态响应能力,对环境刚度变化鲁棒性强,可以实现实验室条件下广义力的精确稳定跟踪。     

径流与斜流涡轮设计的通流反问题方法

自主发展了径流及斜流涡轮的准三维流线曲率法通流设计程序,应用该程序给出了一项500 N推力级微型涡喷发动机斜流涡轮的气动设计和叶片造型.通过计算流体力学检验和整体叶轮强度检验,该微型斜流涡轮超过了预定的设计指标.为实现径流涡轮和斜流涡轮设计反问题的统一,流线曲率法的S_2,m流面准径向平衡方程是沿流线方向m和流线的准法线方向口写出,该系统也可用于轴流涡轮的设计.采用了在所有计算站上的"全可控涡法"进行气动设计.      

改进的三维高精度通用单胞模型

基于复合材料细观力学周期性假设,对高精度通用单胞模型进行了改进,并推广到三维。模型中用界面的平均量代替细观位移函数中解系数,并利用细观单元力学方程的分析与求解,建立了细观平均量与复合材料宏观平均量间的联系.改进的高精度通用单胞模型的求解方程数目减少了大约55%,求解时间缩短,并且消除了亚子胞的概念.算例分析表明该模型的计算结果与细观有限元结果具有较好的一致性.      

基于FLNDO的近空间飞行器鲁棒最优预测控制

针对有强烈干扰和不确定因素影响的近空间高超声速飞行器,提出了一种鲁棒最优广义预测控制律.控制律由最优广义预测控制律(OGPC)和一种新的泛函连接网络干扰观测器(FLNDO)构成.输出的有限时域预测由泰勒级数的展开实现.飞行中的未建模动态以及未知干扰由FLNDO来估计,并且文中也给出了FLNDO和闭环系统的稳定性分析.仿真结果表明对于姿态角和角速率的跟踪问题,设计的控制器达到了满意的控制效果,并且也成功实现了对干扰的抑制以及参数变化的鲁棒性要求.     

弱界面黏结通用单胞模型数值分析

为考查通用单胞模型和弱界面分离模型模拟复合材料界面脱黏的有效性,考虑了柔性界面,常响应界面和渐进适应界面三种不同的界面分离模型,并分析了界面对材料性能的影响.计算结果表明,将界面分离模型集成到通用单胞模型中,增强了通用单胞模型的适用范围和对复合材料力学响应特性的模拟分析能力.      

飞翼布局横航向气动导数的总体估算方法研究

根据飞机设计初级阶段所得到的总体布局参数,建立并估算飞翼布局横航向气动导数的数值计算模型,对模型进行了算例分析,与计算流体力学方法(CFD-FASTRAN)、风洞实验所得的横航向气动导数做了对比分析.结果表明,基于总体布局参数估算的横航向气动导数简洁、快速、合理.     

Mixed-mode TRL algorithm based on symmetrical reflection standard

针对耦合差分器件的散射参数测量,提出了一种使用对称反射标准件的混合模式TRL(Through-Reflect-Line)校准算法.根据过渡结构的多模散射矩阵元素之间的相位关系和散射矩阵的广义互易性,消除符号模糊性并得到过渡结构的混合模式转移矩阵.该算法要求的校准标准件类似于传统的单模式TRL算法,不需要非对称结构的反射标准件产生模式转换项.利用全波仿真方法得到了包含过渡结构的校准标准件和待测件的单模散射矩阵,并使用该算法对仿真数据进行处理,得到不包含过渡结构的待测件的混合模散射矩阵.将校准结果与不包含过渡结构的待测件的全波仿真结果进行比较,其一致性表明了该算法可有效地校准线性平衡器件.     

基于逆动力学和重心估计的飞行控制系统设计

飞机飞行中重心的变化直接影响飞机本身的控制特性,使得控制系统设计更为复杂.提出了一种基于逆动力学和重心估计的飞行控制方法,首先建立了考虑重心偏移的飞机六自由度动力学模型,由此模型推导得到了其逆特性的解析形式,并采用基于重量分布的重心估计系统在线提供重心信息.仿真结果表明,该方法有效地利用了重心在线估计信息,能适应飞机在不同重心时运动特性的变化,具有良好的控制效果,且设计过程简洁,易于实现.     

由三个向量对构造三对角对称矩阵

文章讨论利用给定的三个向量对构造不可约三对角矩阵、Jacobi矩阵和负Jacobi矩阵的反问题.在求解方法中,将已知的-些关系式等价地转化为线性方程组,利用线性方程组有解的条件,得到了所研究问题有惟一解的充要条件,并给出了数值算法和例子.     

直升机飞行动力学逆问题研究综述

直升飞机动力学逆问题是已知运动的控制规律,对直升机机动飞行和现代飞行控制律设计有重要意义。根据直升机飞行动力学逆问题研究的现状,概述现代飞行动力学逆问题的研究内容及进展,重点分析直升机逆仿真技术的特点,讨论直升机最佳机动控制与非线性控制律设计的途径与方法,展示直升机逆问题研究的前景以及存在的问题,供直升机设计和飞行动力学研究人员参考。