弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

目标短时遮挡下的光电平台目标跟踪预测与控制

无人机在高空飞行并跟踪地面目标的过程中,当目标受到障碍物遮挡,会导致跟踪失败。本文建立了目标相对无人机的运动模型,设计了基于卡尔曼滤波的目标预测器,并在目标遮挡发生时利用目标角位置预测值以及姿态锁定回路实现了对目标的预测跟踪。本文运用相似性原理设计了室内目标跟踪场景。仿真和试验证明,本文所设计的预测器能较好的预测目标角位置,与控制回路相结合能克服短时间的目标跟踪丢失。     

基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应

建立引入电磁源项的二维低磁雷诺数磁流体动力学(MHD)方程组,对高超声速二维前体/进气道黏性流场进行了数值模拟.在给出了进气道高于设计马赫数的非设计工况下黏性流场的基本特征基础上,进一步分析了施加MHD控制对进气道黏性效应的影响.结果表明:施加MHD控制可以有效抑制非设计工况下内进气道表面的附面层分离,改善上壁面的热状况,平衡上、下壁面之间的热负担;黏性作用下,进气道流场及性能参数随磁感强度的变化规律与无黏模型计算结果存在较大差别,对磁流体控制的高超声速进气道研究不可忽略黏性的影响.      

大涵道比涡扇发动机循环参数优化算法研究及应用

针对多约束条件与多优化变量的大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题,提出了自适应三次变异差分进化算法,运用多个Benchmarks多峰函数对算法进行验证,并将该算法与大涵道比涡扇发动机性能计算程序相结合,对多约束条件下的循环参数进行了优化.计算结果表明:自适应三次变异差分进化算法比传统差分进化算法收敛精度更高、收敛速度更快,大幅度提高了大涵道比涡扇发动机循环参数优化效果,适合解决大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题.      

轴对称矢量喷管执行机构协同控制方案设计

针对在航空发动机轴对称矢量喷管控制中出现的3个执行机构非等时同步运动问题,根据同步控制原理对轴对称矢量喷管执行机构控制回路设计了2种协同控制方案,并通过全数字仿真及半物理试验对基于偏差比例的变电流协同控制方案进行了分析和验证.结果表明:在给定任意偏转角和方位角时,实现了轴对称矢量喷管3个执行机构等时同步运动,矢量偏转控制稳定、安全,且精度高、速度快.     

刚体航天器姿态跟踪系统的自适应积分滑模控制

 采用自适应滑模控制(ASMC)技术进行姿态跟踪系统设计时,切换增益的整定不需要外部干扰及惯量阵不确定性的上界信息。但现有自适应滑模控制方法存在过度适应问题,产生的切换增益远大于控制所需值。为解决该问题,在自适应滑模控制框架内开展了刚体航天器姿态跟踪控制研究。首先对切换增益自适应机制进行分析,揭示了造成过度适应问题的原因。然后利用积分滑模控制的全局滑模特点,消除了初始跟踪误差对自适应过程的影响,提出了一种自适应积分滑模姿态跟踪控制方法。理论分析和仿真结果表明该方法能够有效减小切换增益。     

飞机橡皮囊成形零件毛坯精确预示方法研究

 橡皮囊成形是飞机钣金零件成形的主要方法之一,其初始毛坯形状的预示是橡皮囊成形中的一个难点问题。针对橡皮囊成形的工艺特点,提出了一种基于一步逆成形有限元法的飞机橡皮囊成形钣金零件毛坯快速精确预示方法。首先将设计好的飞机钣金零件作为最终构形,然后采用一步逆成形有限元法进行初始毛坯的快速反向模拟,最后将通过该方法获得的毛坯外形应用到实际飞机钣金橡皮囊成形中,实验结果表明该方法可以快速精确地预示出飞机橡皮囊成形钣金零件的初始毛坯形状。     

多螺旋桨太阳能无人机横航向操稳特性研究

首先分析了大型高空长航时太阳能无人机由于超大展弦比和高效多螺旋桨带来的航向阻尼增量和航向操纵导数,接着分析了由此带来的横航向动态特性变化,并结合多螺旋桨的操纵特性,提出了多桨航向控制方法,最后进行了仿真验证.结果表明,分布式多桨布局对提高该类无人机的横航向稳定性有较大作用,以多桨的转速变化量最小为目标的最优化航向控制分配方法对超长航时飞行很有利.     

无人机编队构成的分散最优控制方法研究

针对无长机带领、具有固定无向通信拓扑的无人机编队构成控制问题,提出了一种基于"相邻"无人机状态反馈的分散最优控制方法。该方法采用Laplacian矩阵描述编队通信结构,以"相邻"无人机与编队构型间的相对状态误差构建分散最优控制模型,并通过求解具有LMI约束的线性目标最优化问题得到编队各无人机的分散最优控制律。该方法使得多无人机在分散协同的前提下,基于局部信息快速准确地形成预定编队构型,达到运动方向和速度的一致性。仿真实验验证了该方法的有效性。     

基于滑模变结构控制的舰载机动力补偿系统设计

分析了舰载机进场动力补偿系统的必要性,给出了一种基于趋近律的离散时间滑模变结构控制方法。利用该方法设计了一种保持地速迎角恒定的舰载机进场动力补偿系统,建立了舰载机自动着舰的综合仿真模型。仿真结果表明,通过控制俯仰角的变化量,能够使舰载机快速准确地沿着理想的下滑轨迹着舰,该动力补偿系统能够有效抑制舰尾气流扰动的影响,具有较强的鲁棒性。