带攻角约束的高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对带攻角(AOA)约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种基于非对称时变障碍函数的非线性自适应反步控制方法。首先,将飞行器模型化为严反馈形式,以反步法为基础进行控制器设计。然后通过光滑饱和函数对名义攻角指令信号进行限幅,并保证限幅信号的可导性,限幅产生的误差通过设计辅助系统进行补偿。进而使用障碍函数对攻角指令跟踪误差进行非对称时变约束。针对不确定性和干扰,设计新型自适应律对集中干扰上界进行估计并补偿。最终通过Lyapunov理论证明了闭环系统状态量一致最终有界并且攻角始终满足时变约束。仿真结果表明,本文方法能够在满足攻角约束基础上保证良好跟踪性能。     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题,在存在外部扰动的情况下,基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性,利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定,全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

基于黎曼不变量守恒的轴流压气机反问题设计方法

基于一种全新的轴流压气机叶片反问题设计边界条件,发展了一种全新的三维粘性反问题设计方法。该方法以叶片表面静压分布作为输入的气动性能参数,叶片吸、压力面型线为设计对象。全新的反问题边界条件采用壁面边界处黎曼不变量守恒建立起给定的气动参数分布与叶片几何变化量之间的关系。由于计算过程中叶片几何构型不断发生变化,采用动网格技术对计算网格进行更新。为了验证方法的有效性,采用NASA Rotor 37作为算例,进行叶片返回试验,对叶片表面静压分布进行合理修改,通过反问题设计计算,设计出新的叶片几何构型。计算结果显示,反问题设计很好地满足了给定的叶片表面静压分布,正确地反映了设计意图。改型后的叶片吸力面逆压梯度有所降低,气流分离得到抑制,压气机流量、总压比以及效率分别提高了0.7%,2.2%和1.0%,验证了方法的有效性和正确性。     

间断制导下的反辐射无人机被动定位算法研究

目前,有关被动定位算法的研究多是在测量信息连续的情况下展开的,对于测量信息间断情况下的滤波鲜有涉及.针对该问题,以反辐射无人机为研究对象,提出一种基于卡尔曼滤波的间断制导下的被动定位算法,并通过仿真,验证了该方法的有效性.结果表明:提出的新方法能够用于间断制导下的被动定位,且具有一定的定位精度.     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

涡扇发动机排气系统红外特征

采用反向蒙特卡罗法(Reverse Monte-carlo,简称RMC)结合窄带模型计算了模型涡扇发动机(不带加力)排气系统的红外辐射强度。考虑了金属壁面的发射和反射以及燃气中CO2,CO和H2O等组分的吸收、发射和透射,组分的吸收系数由NASA SP3080数据库获得,并对判断射线归宿的过程进行了改进,开发了计算程序。实验测量了模型涡扇发动机排气系统的中波红外光谱辐射强度及其空间辐射强度分布。结果表明:计算得到的3～5μm波段内的光谱辐射强度以及空间辐射强度分布与实验值吻合较好,最大误差为10%左右,本文的计算方法能比较准确地反映涡扇发动机排气系统在非加力状态下的中波红外辐射特征。     

离心式压气机流-热-固耦合分析

利用松散耦合方法建立离心式压气机稳态流-热-固耦合模型,将离心式压气机解耦成气动、传热和结构三个子系统,子系统间存在热、力和变形的传递。由于不匹配的网格划分,利用反距离平均方法构造插值函数实现热与力向结构的传递,采用统一有限元模型实现热-固顺序耦合分析,利用网格重生成技术实现结构变形到气动分析模型的传递。经过3次迭代离心式压气机耦合系统达到收敛。结果表明,分析的离心式压气机内部流-热-固耦合强烈,耦合解法与非耦合解法得到压气机响应存在较大差异,对于多学科耦合强烈的构件,需要考虑学科间的耦合效应反应真实的工作状况。     

道高一尺魔高一丈——反隐身技术的发展

隐身技术已经经过了30多年的发展,并日臻成熟。与此同时,与其针锋相对的反隐身技术也在不断发展。隐身技术目前还远未达到无懈可击的水平,新型和特种雷达、雷达组网、红外／声学探测技术等都可以成为打破“隐身”神话的利器。     

一种基于双模态燃烧二元高超声速进气道研究

设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响.      

折叠翼飞行器发射段鲁棒非线性控制系统设计

为解决折叠翼飞行器在发射段各项特性变化较大、对飞行控制律鲁棒性要求较高的问题,设计了一种以块控反步法为基础的自适应鲁棒非线性控制器.在发射段动态模型基础上,该控制器采用径向基函数( RBF)神经网络自适应逼近飞行器特性变化时的系统未知不确定性和干扰,通过在虚拟控制律中引入动态面控制技术避免多重微分运算,克服了传统反步法...