基于现代控制理论的飞机横航向控制律设计研究

本文基于现代控制理论对飞机横航向控制律设计进行研究,运用具有工程意义的线性二次型最优控制方法、特征结构配置方法和动态逆方法,通过状态反馈,得到飞机横航向反馈控制律,并对其进行仿真与验证.     

拦截机动目标的运动伪装制导律

设计了一种基于运动伪装策略的拦截制导律。首先根据弹目相对位置关系得出双二阶动力学模型,依据运动伪装策略的运动特性给出导弹拦截目标的条件。然后利用此条件并结合弹目相对运动关系推导三维空间下的制导律。在推导过程中发现,原来的三维制导律设计可以简化为二维平面内设计,从而降低了设计难度。通过加入对目标机动的估计,给出一种适用于三维空间拦截的二维导引律。最后对该制导律进行仿真校验,并与纯比例导引律进行仿真对比,仿真结果表明所设计的制导律满足制导精度的需求。     

带末端角度约束的空地反辐射导弹被动制导律

针对被动跟踪问题,结合UKF和PF滤波各自优点,采用了UPF滤波器对弹目相对运动信息进行了精确估计。针对滤波器估计过程中,对系统状态可观测性的要求,在分析了系统可观测条件的基础上,结合空地反辐射导弹特点,设计了一种带末端角度约束,且能够增强系统状态可观测性的被动制导律。仿真结果表明,UPF滤波器结合所设计的被动制导律能有效准确地估计弹目相对运动信息,实现了精确制导,同时能有效地约束末端攻击角度,保证了空地反辐射导弹的杀伤效果。     

基于改进滑模速度控制器的永磁直线同步电机直接推力控制

针对永磁直线同步电机(PMLSM)直接推力控制中存在的超调量大、抗负载扰动能力差、响应速度慢等问题,提出了一种改进的滑模控制速度调节器。该算法中滑模控制趋近律的设计在等速趋近律的基础上引入加权积分型增益的趋近律,能有效避免系统不在滑动模态阶段时切换增益的增大。仿真结果表明:与传统PI速度控制相比,采用改进后的滑模速度控制器应用在PMLSM直接推力控制系统中,系统速度在负载变化时的响应时间缩短、抗扰动能力明显提升,增强了PMLSM推力响应的抗扰动性能。     

水陆两栖飞机高支柱起落架的刹车振动行为

以水陆两栖飞机高支柱起落架为研究对象,对飞机刹车滑跑时起落架的航向振动问题进行了研究。首先建立了可用于振动分析的起落架多体动力学模型,分别采用模态试验、落震试验和静力试验结果对起落架的固有模态、缓冲性能以及刚度进行充分校验,仿真结果与试验结果吻合很好,得到用于振动响应分析的刚柔耦合精确模型。随后加入刹车控制系统模型,研究了起落架从降落到刹车再到停飞的全过程振动响应,对比了恒力矩刹车、速度差PBM刹车控制和滑移率PID刹车控制3种条件下的刹车效果和起落架振动特性。结果表明：恒力矩刹车在力矩幅值超过23.4 kN·m时机轮进入打滑。滑移率PID控制系统较速度差PBM控制系统刹车距离减小19.17%,刹车时间缩短25.45%。但滑移率PID刹车控制系统作用下轮轴航向初始振动较大,通过调整初始滑移率上升到最佳滑移率的斜率,使得轮轴航向位移最大幅值减小31.24%。对于轮速传感器信号突变造成的系统扰动,速度差PBM刹车控制系统造成刹车失灵,滑移率PID刹车控制系统可迅速恢复,抗扰动能力强。     

高阶精度有限差分方法几何守恒律研究进展

针对高阶精度有限差分格式的几何守恒律问题,系统梳理了国内外离散几何守恒律问题方面的研究工作,以有限差分格式离散后的自由流保持问题为切入点,综述了近年来课题组在有限差分离散几何守恒律方面的研究工作,包括守恒网格导数算法(CMM)、对称守恒网格导数算法(SCMM)等,并通过若干典型算例验证了几何守恒律的满足对高阶精度有限差...     

基于滚动时域控制的寻的导弹末制导律研究

针对近距机动目标的拦截，设计了基于滚动时域控制的寻的导弹末制导律。本导引律在最优导引律(0PG)研究成果基础上，采用滚动时域控制技术，将追踪过程分为若干有限时域的追踪，并在每个时域内，将追踪过程视为初始条件不断更新的非机动追踪模型，进行最优追踪制导，反复进行直到截获目标。它无需知道目标的未来运动轨迹，能有效追踪拦截机动目标，克服了OPG要求完全知道目标未来运动轨迹的应用条件限制，并且简化了计算。仿真研究表明，该导引律性能优于TPN，APN，接近OPG。该导引律算法简单、有效，切合实际，可为工程应用提供参考。     

离心式血液泵内非牛顿流体水力特性研究

在旋转式血液泵的研发中习惯于把血液当作牛顿流体来处理,而血液本质上是非牛顿流体.本文实验测量了0.6‰、1‰、2‰浓度的黄原胶溶液在一种离心式血泵模型内的水力特性,发现在高浓度低转速时,在相同流量下黄原胶溶液的扬程低于(或接近于)水的相应扬程,而在高转速时一定浓度的黄原胶溶液的扬程会高于水的相应扬程,最高可有7%的差值;黄原胶溶液不遵守牛顿流体相似律,一定浓度的黄原胶溶液当其雷诺数高于某一临界值后,在无量纲扬程一流量图中数据点会落在同一条曲线上,称非牛顿流体相似曲线;在高转速大流量时,非牛顿流体相似曲线位于牛顿流体相似曲线上方.     

基于飞行品质模拟器的控制律开发技术

在某型高级教练机全电传操纵系统多模态控制律设计开发工程实践中,采用飞行品质模拟器进行控制律迭代优化设计,通过直接面向用户(飞行员)的控制律设计技术,实现了从过去“我们做什么用户用什么”到“用户需要什么我们做什么”理念的转变,建立了控制律设计人员与飞行员互动的设计开发团队,既有利于将飞行员丰富的飞行经验转换为设计需求,又有利于设计者真正理解用户需求,不断迭代优化控制律,直至获得满意的飞行品质.该项技术的采用提高了控制律设计质量,加快了控制律设计及系统研制进程.     

Attitude synchronization for multiple spacecraft with input constraints

The attitude synchronization problem for multiple spacecraft with input constraints is investigated in this paper. Two distributed control laws are presented and analyzed. First, by intro- ducing bounded function, a distributed asymptotically stable control law is proposed. Such a con- trol scheme can guarantee attitude synchronization and the control inputs of each spacecraft can be a priori bounded regardless of the number of its neighbors. Then, based on graph theory, homoge- neous method, and Lyapunov stability theory, a distributed finite-time control law is designed. Rig- orous proof shows that attitude synchronization of multiple spacecraft can be achieved in finite time, and the control scheme satisfies input saturation requirement. Finally, numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness and feasibility of the oroDosed schemes.