弹性静不稳定高超声速飞行器姿态综合控制

针对弹性静不稳定高超声速飞行器存在的气动伺服弹性以及强不确定性问题,提出了一种综合相位稳定与线性自抗扰控制的姿态控制器.其中,相位稳定策略通过合理配置速率陀螺传感器的位置,达到镇定弹性模态并增加弹性模态阻尼的目的,相比于幅值稳定方法对弹性振型以及弹性频率的摄动具有更强的鲁棒性,解决了飞行器静不稳定性强且弹性模态频率较低时的气动伺服弹性问题.对于强不确定性,采用线性自抗扰控制(linear active disturbance rejection control, LADRC)对内部不确定性以及外部扰动进行估计和补偿,最后采用H_∞非光滑优化技术对闭环加权性能传递函数进行H_∞范数优化来整定控制器参数.非线性仿真结果表明该方法不仅能有效地抑制弹性模态,而且能够通过简单的增益调度在整个飞行包络内取得满意的控制效果.     

高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法

针对高超声速飞行器同时满足终端约束及过程约束的再入滑翔制导问题,提出了一种全新的准平衡滑翔自适应制导方法．该方法充分利用升力式再入飞行中的准平衡滑翔现象,并以准平衡滑翔条件（QEGC）为核心,一方面,利用QEGC的特定弹道形式实现对终端速度及射程的精确解析预测;另一方面,借助QEGC将传统预测类制导方法难以处理的飞行过程约束转化为攻角约束．该算法不依赖于标准轨迹,实现了制导指令倾侧角及攻角均采用解析公式实时解算,使制导方法具备了自适应能力．CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该制导方法能够导引飞行器平衡滑翔飞行,满足终端约束和过程约束,并且对任务临时改变具有自适应性．该制导方法的鲁棒性通过Monte Carlo仿真得到验证．     

高超声速飞行器表面对流气动加热快速预测方法

构建了高超声速飞行器表面驻点及其下游区对流气动加热的一种快速预测方法．首先,采用工程方法计算飞行器表面无黏流场,针对工程方法的熵吞没效应,将质量流量平衡法与轴对称比拟法相结合对边界层外缘进行熵修正;其次,推导出采用线性方程拟合飞行器表面流场的拟合方程;在此基础上,发展出基于线性流场和线性物面方程的轴对称比拟法,大幅度降低了复杂度和计算量;对于驻点区域,引入隐式曲面拟合驻点主曲率半径并构造鲁棒的驻点区热流计算方法．采用球锥体和仿空天飞行器等多种外形验证了方法的有效性,计算结果表明：1）所述方法总耗时约1S即可预测出气动加热,并且预测结果与CFD模拟或者试验测量数据比较一致;2）在飞行器表面流线扩展区域,进行熵修正可进一步提高预测精度,在流线不扩张区域,采用等熵或变熵无黏流场的预测结果差别微小．     

一种集成通用高超声速飞行器气动工程预测系统

本文建立了一种面向高超声速飞行器的集成通用气动预测系统.通过引入CAD/CG建模技术实现了复杂飞行器3D几何模型的快速准确建模,并可以利用网络上的共享模型资源直接计算.引入FEM技术和自由网格生成算法,实现了复杂飞行器模型的快速网格生成.设计并开发了通用面元几何分析程序,建立了外法线快速矫正方法.基于面元气动分析理论开发了面元气动分析求解器,实现了面元气动计算和整机气动参数整合,能计算飞行器的气动力、力矩和气动导数.通过软件集成调用技术,将几何建模、面元划分、面元分析、面元气动计算以及后处理集成在统一的软件系统中,实现了高超声速飞行器气动参数的全自动计算与分析.HTV-2和航天飞机的仿真计算结果表明了该系统的有效性.     

乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

基于直接控制FFD参数化方法的跨声速层流翼身组合体稳健性设计

自由变形技术(FFD)技术不是对几何外形的直接操作,进行精细化设计时需引入高阶FFD控制体,针对其在参数化几何外形时的局限性,开展了直接控制FFD参数化方法的研究.通过对基础外形典型剖面进行扰动,将扰动量通过参数识别反映到FFD控制节点上,反求控制节点的位移,有效地降低了高阶FFD控制体进行三维外形参数化时设计变量的个数,并且将典型剖面参数化与三维外形灵活结合,更具物理直观性.运用此参数化方法结合四元数网格变形技术,采用γ- Reθt转捩模型进行边界层数值转捩模拟,多种群协作粒子群算法以及自适应采样技术构建稳健性优化设计系统,运用该系统对于跨音速层流翼身组合体进行了稳健性设计,设计结果表明,优化后的翼身组合体在马赫数不确定性范围内不仅可以保持大范围的层流区域,还可以控制激波缓慢发展,具有较好的稳健性.     

基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证

针对现有定几何高超声速进气道低马赫工作时流量系数低、溢流阻力大, 变几何高超声速进气道结构复杂、附加重量大、可靠性低等缺点, 提出了一种基于激波形状控制的固定几何高超声速可调进气道概念, 给出了其实现模式, 并进行了初步的验证. 研究结果表明, 该可调进气道能够依靠自身的高压驱动来实现对口部波系、有效喉道面积的调节, 使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高20%以上, 前体阻力系数下降8%以上, 其性能特征对于改善高超声速飞行器的低马赫数加速性能特别有利.     

基于Favré平均的高超声速可压缩转捩预测模型

本文在Favré平均的框架下推导了可压缩层流脉动动能输运方程,并根据一定的假设和尺度分析封闭了该方程.通过将Favré平均层流脉动动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程联合求解,构造了适用于高马赫数的层流-湍流转捩位置预测模型.应用所发展的可压缩模型及不考虑其显式可压缩项的模型对来流Mach数为5.91的裙锥绕流进行了数值模拟,给出了不同壁面条件下边界层的转捩位置,并与现有的基于参考温度进行可压缩修正的转捩模型计算结果以及实验结果进行了对比,表明所发展的模型在高超声速流动转捩预测上具有更高的精度.     

基于特征模型的再入飞行器自适应制导律设计

文中针对航天飞机类再入飞行器对参考阻力加速度曲线的跟踪问题，设计了基于特征模型的自适应制导律．首先将线性定常系统的特征建模方法推广到单输入单输出线性时变系统，从而建立了再入飞行器的特征模型，然后对特征模型提出一种新的非线性微分黄金分割自适应控制律．当特征模型的系数属于有界闭凸集，且系数的变化速率满足一定约束条件时，文中证明了非线性微分黄金分割自适应控制系统是一致渐近稳定的．在特征模型的基础上，通过结合使用跟踪控制律、非线性微分黄金分割控制律和改进的逻辑积分控制律，设计了再入飞行器基于特征模型的自适应制导律．它克服了反馈线性化方法要求精确获得对象模型的缺点．仿真结果表明，文中设计的自适应制导律对参考阻力加速度曲线的跟踪性能明显优于反馈线性化方法．     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

采煤机扭矩轴离合器参数化设计

基于有限元分析软件ANSYS和大型数学计算软件MATLAB对某煤机公司设计的采煤机扭矩轴进行了可靠性分析,获取了同等奈件下U型、V型和二次曲线型卸荷槽对扭矩轴的应力变化规律;对二次曲线型卸荷槽进行了参数化设计,根据项目参数,优化了扭矩轴结构.同时结合由机械系统运动学和动力学自动分析软件ADAMS仿真生成的扭矩轴所受峰值时刻的动载荷验证了改进后的扭矩轴的可靠性和合理性.     

气动热-气动弹性双向耦合的高超声速曲面壁板颤振分析方法

建立了气动热、气动弹性双向耦合高超声速二维曲面壁板颤振分析方法．基于柯西霍夫假设和冯卡门非线性应变．位移关系,建立了考虑几何非线性的二维简支曲板的气动．热．弹性分析方程;使用迦辽金方法对方程离散处理,采用四阶龙格．库塔法求解微分方程;三阶活塞理论用于气动力分析;使用参考温度法和平板气动热公式计算气动热．研究中重点考虑：1）气动热与气动弹性双向耦合,既分析气动热对结构刚度的影响,又分析气动弹性对气动热的影响;2）结构温度随飞行时间的积累效应;3）弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响;4）曲面壁板的初始变形对壁板颤振发生时刻的影响．通过与传统的只考虑气动热．气动弹性单向耦合的分析结果进行对比,发现基于气动热和气动弹性双向耦合的壁板颤振分析结果更危险,这一点在精确分析中应当予以重视．     

智能机器人可变参数群体控制模型的多目标优化方法

近年来,针对自组织群体智能机器人的研究一直是智能机器人研究的热点问题.在这些研究中,提升群体机器人控制模型的泛用性一直是一个热点问题.为了提升群体机器人控制模型的泛用性,提高群体机器人在不同类型的环境下的功能表现,使用可配置的控制模型,利用仿真的方法求解控制模型在不同环境下的参数配置,是一种较为常见的方法.本研究提出了一种基于规则系统模型的多目标群体智能机器人控制模型优化方法,并针对该方法测试了多种不同的多目标优化方法的表现.使用包含凸障碍、非凸障碍以及通道型障碍的多个不同的仿真场景验证了该模型的效能.仿真验证结果表明该方法在各种环境下均具有较好的表现.     

垂直起降飞行器的自适应集群编队飞行控制

本文针对垂直起降飞行器集群编队飞行控制问题开展研究.集群中的飞行器具有异构性质,即它们具有不同的惯性参数,并且每个飞行器对其自身的惯性参数也并未确切已知.另外,飞行器间的信息交互是局部的,每个飞行器仅与其邻近飞行器进行信息交互.为解决上述问题,本文基于级联架构,设计了一种自适应分布式控制算法.首先,在位置回路中设计一个分布式指令控制力,实现集群编队目标;接着,从设计出的指令控制力中提取出控制推力和指令姿态;最后,在姿态回路中设计一个控制力矩,实现姿态对指令姿态的跟踪.此外,在指令控制力和控制力矩设计过程中,提出合适的自适应算法对飞行器惯性参数进行估计.通过使用李雅普诺夫理论分析可知,所提出的自适应分布式控制算法确保了垂直起降飞行器渐进稳定的集群编队飞行.仿真结果进一步验证了所提算法的有效性.     

迭代模型在空间项目地面系统的应用

为了解决传统的瀑布模型面对具有创新性和探索性的空间项目地面应用系统的不适应性问题,本文采用了基于RUP开发方法和分阶段发布策略的迭代模型,并将此方法应用到中方天文卫星(SVOM)科学应用系统中.通过将系统分成3个逐步演变且可以交付使用的系统,与卫星系统研制流程同步,实现地面系统在研制阶段的无缝连接和平滑过渡.同时通过对需求管理工作流程的定义,解决了在原型系统阶段需求识别的一大难题,使得研制工作更加高效合理,最大限度地支持卫星各阶段的定标和测试工作,实现天地同优.     

面向物联网的多元标识映射模型

现有的物联网中存在多种信息标识方式,感知数据通过这些标识进行信息传输的过程中,由于标识间缺少严格的映射机制,会产生了信息追溯差,设备感控难的问题,这些问题在一定程度上限制了物联网服务的开放.因此本文以物联网四层模型为基础,综合分析各个层次中信息标识方式,并提出了异构环境下的物联网多元标识映射模型.该模型以物联网信息处理的全过程为主线,重点分析信息在采集、传输、处理和展示过程中的标识映射方式,并建立设备原始感知信息标识与IPv6地址、感知元数据与资源标识、资源标识与资源类标识、资源类标识与服务标识之间的映射方案.通过多元标识映射模型的构建,能够实现物联网信息源的可追溯性与物联网服务对感知元的更优的感控.论文最后在智慧校园原型系统上验证了本模型的可行性.     

平面柔顺机构大挠度弹性静力学分析的低维参数化曲率模型

针对以均质细长弹性梁为柔性构件的平面柔顺机构,通过采用Bernstein多项式逼近柔性梁弯曲曲率,提出了一种适用于大挠度强几何非线性弹性静力学分析的低维参数化曲率模型,并给出了基于高斯积分和牛顿拉弗森迭代的数值求解算法.该建模方法的特点是直接以柔性梁弯曲应变即曲率为基本未知场函数,以Bernstein多项式试函数的待定系数为基本未知量,基于最小总势能原理建立系统的几何非线性静力平衡方程.因而避免了传统基于位移的建模求解算法通过求导计算弯曲应变能引入的数值误差,并降低了试函数的光滑性要求,建模精度高、数值计算收敛速度快且直曲梁通用.同时所求参数化曲率解与坐标系无关,具有丰富的几何和力学意义,既能实现刚体位移和柔体变形的统一建模,又能高效呈现细长梁大挠度弯曲复杂、丰富的变形信息.通过多个算例的建模分析,数值计算结果充分证明了本文方法的有效性和优越性.     

基于Floquet模态的平动点航天器编队构形设计与控制一体化方法

基于Floquet理论研究三体平动点周期轨道航天器编队的构形设计与控制方法.首先,介绍平动点周期轨道的Floquet理论,对Floquet模态进行仿真分析,利用Floquet模态可以线性表达相对于平动点周期轨道的运动偏差,并推导出了其模态系数的时间函数表达式,对于Z振幅较小的halo轨道,证明了周期模态的系数接近常值;在此基础上,应用Floquet模态对平动点轨道航天器编队构形进行设计,利用周期模态3,5或模态4,6的组合得到了多类特殊的规则构形;最后,提出了同时控制5个Floquet模态的相对运动轨道控制方法,仿真表明：该方法有效,并具有精度高、频度低、燃耗省等优势.本文形成了一种基于Floquet模态理论的平动点轨道航天器编队构形设计与控制的一体化方法,并基于该方法得到了几类特殊的规则构形,这对于深空探测任务轨道设计有重要的参考价值.     

对称核算子方程的迭代Lavrentiev正则化方法及其应用

对称核算子方程广泛应用于数学物理、工程计算以及遥感科学领域.而这些问题通常是不适定的,也就是即使它的解是唯一存在的,但这个解也不一定连续地依赖于输入数据的变化.解决这一问题通常是把Tikhonov正则化方法应用于对称核算子方程,通常这种方法亦叫做Lavrentiev正则化方法.通常业已知道Tikhonov正则化方法的迭代执行可以提高算法的收敛速度.因此,文中将用类似的技巧来研究迭代Lavrentiev正则化方法.在数字图像信息处理领域,比如说数字图像恢复问题,也经常遇到对称核算子方程,将把这种方法应用到求解该类问题上.首先证明了算法的收敛性,然后应用Morozov偏差原则(MDP)证明了算法的正则性.而这种方法在数字图像恢复中的数值实现则更加验证了这些理论.     

面向电子书画创作的虚拟毛笔模型

如何设计一个与用户友好交互、实时响应, 并且具有丰富艺术表现力的基于虚拟画笔的绘图环境是计算机图形学和计算机人机交互领域长期以来研究的热点与难点问题 . 提供对艺术作品电子化创作的软件环境的支持不仅富有理论研究价值, 而且有着广阔的市场应用前景, 同时对信息时代中国传统艺术的创新与电子化变革有着重要的意义. 文中提出了面向书画创作的基于实体造型技术的虚拟毛笔的模型以及利用它进行交互式电子书画创作的计算模拟框架. 根据上述模拟框架, 并研发了一个面向交互式电子书画创作的虚拟毛笔原型系统. 实验结果表明, 用户可以利用虚拟毛笔创作出艺术表现力非常丰富的电子书画作品. http://www.cs.hku.hk/~songhua/e-brush/提供了有关这一研究课题最新进展的资料.