基于遗传算法的无传感器永磁同步电机控制优化

基于实数编码遗传算法．实现对无传感器永磁同步电机(PMSM)控制器参数的选取和优化．速度的估计采用扩展卡尔曼滤波(EKF)方法,以PMSM转子速度的测量值与估计值的偏差信号作为遗传算法自适应度求取的依据,实现协方差矩阵中参数的在线调整,节约了系统协方差参数的求取时间,提高了估计器的估计精度。基于dSPACE的快速控制原型工具验证了该方法的有效性。     

变截面脉冲爆震火箭发动机实验研究

在8Hz频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,进行了变截面脉冲爆震火箭发动机的实验研究,其中包括等截面发动机,扩张型发动机,收敛型发动机,扩张-收敛型以及收敛-扩张型发动机.总结出了发动机横截面积变化影响爆震波传播的一些规律,得到了横截面积变化对发动机平均推力的影响.     

二维缩比发动机实验器中旋涡运动的实验研究

针对同体火箭发动机的二维缩比实验器,搭建了高速摄影平台,利用示踪粒子的散射作用,采用连续片光流动显示技术,对流场中的旋涡运动进行了实验研究.实验结果表明:后向台阶处存在明显的流动分离,产生了旋涡.旋涡有规律地脱落,并在随主流向下游传播的过程中尺度逐渐变大;大多数脱落的旋涡撞击潜入式喷管潜入段发生破碎,其中一部分直接流出喷管,而另一部分进入潜入式喷管背区空腔内;少数脱落的旋涡由于大尺度旋涡运动的卷吸作用直接进入潜入式喷管背区空腔,而没有与潜入式喷管潜入段发生碰撞,研究结果可以提高对真实固体火箭发动机中流场的认识,并为数值计算方法提供实验验证.     

液体火箭发动机性能参数的贝叶斯评估方法

文章研究了如何利用发动机地面试验数据,来评估飞行中的性能参数及其可靠性。采用贝叶斯分析,研究给出了合理实用的先验分布及后验分布的求解,并给出了各参数及其性能可靠性的贝叶斯点估计和置信估计。     

液体火箭发动机系统设计仿真与优化

建立了某液体火箭发动机系统设计的仿真模型与相应的多目标优化模型,编制了系统仿真程序,并在iSIGHT的软件平台上针对不同的优化目标对发动机的设计参数进行优化.采用了组合优化策略,结合多岛遗传算法和序列二次规划算法分别进行全局寻优和局部寻优,求得全局最优点.建立了单燃气发生器循环系统的质量模型,在优化过程中考虑了发动机主要部件结构质量对系统性能的影响。以燃烧室压强、混合比和喷管出口反压为设计变量,优化目标包括发动机比冲、有效载荷、结构质量、密度比冲、关机时飞行速度、推进剂综合密度.并根据结果分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.     

外流对塞式喷管流场和性能的影响

在四个不同高度上选择有代表性的外流马赫数,计算和对比了不同外流下塞式喷管性能的降低和塞锥表面的压强分布,数值模拟研究了外流对塞式喷管流场和性能的影响.结果表明,外流造成的性能损失主要体现在运载器底部阻力增加和塞锥表面压强降低两方面.在中低空以下,运载器底部推力和塞锥推力均随外流马赫数的增加而减小,飞行中外流对性能的影响随高度的增加而减弱,从低于设计点的某一高度开始塞锥推力不再受外流影响.低马赫数亚声速外流时,性能损失随外流马赫数的增加成近似线性增加;跨声速外流时,性能损失突然出现较大幅度增加;在继续的超声速范围内,性能损失随外流马赫数增加只有小幅增长.      

塞式喷管三维流场的数值模拟

从曲线坐标下的三维平均雷诺的N-S方程出发,并用k-ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度的精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序,并对线性塞式喷管和瓦状塞式喷管在不同落压比下的三维流场进行了数值模拟研究.结果较好地预示了塞式喷管的三维流场特征,并且显示瓦状塞式喷管除了圆柱形结构比平板更能承载外,其塞锥压强分布可以进一步改善其受力情况.     

脉冲爆震火箭发动机收敛扩张喷管数值模拟

排气喷管是脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的重要部件,对提高发动机的推进性能起着重要的作用.应用特征线法给出一维CJ爆震波在理想爆震管内传播过程的解析解.对爆震波到达爆震管口后,发动机的非定常排气过程进行了二维轴对称数值模拟.数值模拟结果形象地反应了非定常流场的演变,详细讨论了激波和涡等的发展变化过程.所选用的收敛扩张喷管能够提高发动机性能达到18.24％.      

基于积分反推原理的天线定向伺服技术研究

针对卫星天线定位伺服系统,提出了基于有限转角力矩电机(LATM)直接驱动伺服控制系统,并设计了一种简单有效的基于积分反推原理的伺服控制器,利用Lyapunov直接法稳定理论证明了系统的全局稳定性。通过数字仿真,验证了该控制器对外部扰动及系统参数变化具有较强的鲁棒性。     

大气层内拦截弹脉冲姿控发动机快响应控制

气动控制在低动压时其效率会有相当下降,为了使导弹在低动压时仍然具有一定的快速响应性,在导弹上安装脉冲姿控发动机参与姿态控制是一条可行的途径.对此方法的应用作了初步研究.分析了脉冲发动机作用对导弹动力学的影响,在一系列的简化后设计了俯仰平面内的控制策略,其设计思想是用气动舵平衡气动力矩使总的气动力矩为零,使导弹姿态主要由脉冲姿控发动机来控制,并用俯仰角的变化代替攻角的变化设计脉冲姿控发动机控制策略.给出了对阶跃加速度指令的响应仿真结果,表明在具有足够动压时气动控制仍可同脉冲姿控发动机控制媲美,而在低动压时脉冲姿控发动机相对气动控制具有较大优势.