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.     

一类飞行器姿态动力学特征建模研究

本文研究飞行器姿态动力学的特征建模问题.针对飞行器姿态动力学所具有的三角形式的仿射非线性系统,通过引入非线性系统的时间尺度和一类与系统状态有关的压缩函数,给出了将动力学压缩到特征模型参数中的一般方法,并且给出了特征模型的参数范围及其极限.从所给出的参数范围可以看出,特征模型参数的界与采样周期、建模误差、系统阶数、系统变化率有关.所建立的特征模型的建模误差可以按照控制精度的要求任意小,表明了特征建模和一般模型降阶方法是不同的,该方法并不丢失系统信息.在此基础上建立了挠性卫星姿态特征模型,并给出了参数的界和极限,为基于特征模型的飞行器控制设计奠定了理论基础.     

俯控式单滑块变质心飞行器控制问题

针对以质点方式的滑块布局无法在实际工程中实现的问题,提出了一种大质量比的单滑块布局模式,并与喷气推力组合实现了飞行器的倾斜转弯.采用大质量比滑块的布局方式不仅易于工程实现而且可以提高飞行器的机动能力.通过动力学分析,结果表明大质量比的滑块在运动过程中会导致飞行器姿态与滑块转角之间的运动耦合,而且在动量交换过程所产生的惯性力矩也会影响飞行器的动态特性,因此滑块不能再作为质点来处理.针对这种强耦合非线性动力学系统,将非线性耦合项和未建模扰动视为总扰动,设计了一种线性扰动观测器对其进行估计,然后利用反馈线性化控制进行补偿.仿真结果验证了这种大质量比滑块布局模式的可行性,所设计的控制器可以实现对姿态指令的跟踪.     

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.     

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.     

内编队重力场测量卫星全推力姿轨一体化控制研究

内编队重力场测量卫星作为一种新概念的纯引力轨道飞行器,通过精密定轨和相对状态测量实现高精度地球重力场测量.其中对外卫星的控制保持编队内卫星在纯引力轨道上稳定飞行是决定测量水平的关键因素之一.针对稳态工作模式的内编队系统,研究了仅用推力器实现姿态轨道一体化控制的问题,构建了姿态非线性和共用推力器引起的姿态轨道耦合的六自由度平动和转动动力学模型,并基于约束非线性模型预测技术建立了姿轨一体化控制的二次型优化模型.通过仿真实验可知,约束非线性模型预测控制方法计算快速,能克服部分约束条件的非凸性;推力器布局合理,推力消耗低,满足内编队系统任务需求.     

高超声速条件下溢流液膜厚度测量方法

高超声速溢流液膜冷却是一种新型的飞行器热防护方法,还处于探索阶段,液膜厚度作为最基本的参数,对研究液膜形成条件、冷却机理、冷却性能评估等方面具有重要的意义.针对膜厚测量的基本问题,总结各研究领域内相关的方法,并对各方法应用于高超声速溢流液膜冷却实验的可行性进行了详细的分析和讨论,筛选确定了利用电导法测量高超声速溢流液膜厚度.在高超声速激波风洞来流Ma=6的条件下,开展了15°楔模型溢流液膜冷却实验,利用电导法测量液膜建立过程中液膜厚度的变化,验证了电导法测量溢流液膜厚度的可行性,并对高超声速条件下的溢流液膜流动特性进行了初步分析.     

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.     

柔性机械臂正则化逆动力学的有理分式模型

提出了柔性机械臂正则化逆动力学的有理分式模型,论证了该模型了对计算机力矩病态行为的抑制作用,并讨论了正则化参数选取实现轨迹跟踪精度与计算力矩频率带宽之间折衷的含义。计算机数值仿真结果印 该方法有效性。     

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.     

高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

DCT变速混合动力轿车制动降档过程优化控制

针对装配干式双离合器式自动变速器(dual clutch transmission,DCT)的弱混合动力轿车发动机辅助制动工况,为充分回收制动能量,制定了电液复合制动力矩分配策略,并对该工况瞬态降档过程各阶段离合器传递力矩和ISG电机输出力矩协调控制问题展开了研究.首先,建立了DCT降档过程动力学方程,模糊识别驾驶员制动意图,计算并获得驾驶员需求制动力矩,考虑电机最大制动力矩限制、发动机辅助制动力矩以及整车行驶阻力矩,根据所制定的复合制动力矩分配策略决策了发动机辅助制动过程ISG目标输出力矩;其次,设计降档过程转矩相分离离合器控制律,模型计算得到了离合器传递力矩;再者,考虑ISG电机力矩响应速度及转速同步时刻冲击度等,设计了发动机转速参考轨迹,并综合运用线性二次型最优跟踪及模型参考自适应控制,在外界扰动及模型参数摄动的情况下求取了惯性相结合离合器转速同步过程ISG电机输出力矩;最后,为避免从降档过程切换至在档稳定减速制动时,由于电机力矩突变所造成的车辆较大冲击,设计了电机力矩切换控制策略.仿真结果表明:所设计的制动降档控制策略能够充分利用发动机辅助制动力矩,并回收部分制动能量,ISG电机能够响应降档过程需求制动力矩的变化,实现快速换档.     

激波诱燃冲压发动机关键技术研究

激波诱燃冲压发动机作为未来吸气式高超声速飞行器最理想的动力系统之一, 能有效弥补超燃冲压发动机与机身一体化设计所带来的缺点, 缩短燃烧室长度, 减轻发动机结构重量, 在宽飞行马赫数范围内保持较好性能. 对激波诱燃冲压发动机基本原理进行阐述的基础上, 指出了发展这种新型推进系统的关键技术, 并就关键技术的研究现状做了比较详细的综述, 对国内在这方面的研究思路提出了建议.     

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．     

电磁场耦合忆阻神经元的相位同步与电路实现

神经元是大脑处理信息的基本单元,也是目前发现的最复杂的非线性动力学系统之一,其动力学行为已为广大科研工作者所关注,并成为神经科学、物理学、非线性动力学等多学科交叉领域具有较大挑战性的一个前沿性研究内容.根据电磁感应定律,基于神经系统内部生物电互相影响关系,建立了一个含电耦合和磁耦合的Izhikevich神经元模型,其中磁通量和膜电位之间的耦合由磁控忆阻器实现.然后,通过数值仿真研究电磁场耦合Izhikevich神经元的相位同步行为,发现直接-交叉耦合共存的耦合方式相较于其他耦合方式更容易使神经元达到相位同步.最后,利用Pspice为电磁场耦合Izhikevich神经元模型设计仿真电路,证明了数值仿真结果的可靠性.考虑电磁场效应对膜电位动力学及其神经元同步的影响,可以为进一步认知神经元及神经元网络信息编码、信号传递提供重要信息.     

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.     

电动助力转向系统的建模及其全工况控制

将电动助力转向系统模型、轮胎模型以及非线性整车模型联系起来,建立完整的汽车转向动力学模型。针对EPS转向、回正、阻尼三种不同的工况,采用自适应模煳PID扣PID控制算法对EPS分刺进行了助力、回正、阻尼控制。仿真结果表明：所设计酶动力特性比较好的解决了转向轻便性和路感的矛盾,回正控制改善了车辆低速对低速时正性,抵制了车辆高速时的回正超调现象,阻尼控制能够有效的抑制路面的高频干扰,提高了汽车高速直线行驶的稳定性。     

某型航空用棘轮棘爪离合器动力学仿真分析

棘轮棘爪离合器是航空发动机双速传动装置的重要组成部分,棘轮棘爪机构能否安全稳定的运转,直接关系到该离合器能否顺利实现啮合转换过程以及能否正常可靠地工作,从而确保飞行安全.通过计算得到各工况下棘轮棘爪结构的动力学特性参数,利用Solid Works建立棘轮棘爪离合器的结构模型,并将其导入ADAMS多体动力学仿真软件进行仿真,将仿真结果与实验数据对照验证模型的正确性及可靠性,并在此模型的基础上建立离合器平面涡卷弹簧各预紧力矩下的脱啮转速变化曲线,得到了平面涡卷弹簧的理想工作区域.通过改变模型参数实现棘轮棘爪离合器加工及装配误差下的特殊工况,深入探讨了离合器的加工参数对脱啮转速的影响,并在力学理论上对影响因素及产生原因进行分析;同时,研究了离合器装配误差状态下的脱啮转速及状态的变化特性,得到了离合器装配误差的有效控制范围.通过研究,以期能够对此型离合器的结构设计及维修提供理论依据和技术支撑.     

复杂灾害系统风险综合评价的非线性信息动力学模型

自然灾害系统是一个极其复杂的巨系统,它的发生、演化都具有相当复杂的非线性特征.为了从系统演化的角度来研究复杂灾害系统风险综合评价问题,在建模的过程中引入非线性信息动力学模型——最大流原理,以反映复杂灾害系统风险等级的各个指标所构成的系统为研究对象,基于非平衡统计力学方法建立系统随机演化方程,通过给各指标赋予合理的权值使系统趋于稳定,从而实现对复杂灾害系统风险的综合评价.新模型揭示出复杂灾害系统风险耦合的形成模式和演化动力学规律,并结合自组织特征映射网络算法实现对该模型进行数值仿真模拟.最后应用该方法进行中国大陆31个省、直辖市和自治区复杂灾害系统风险综合评价,分析结果验证了该方法的有效性.     

飞行力学设计的新思路

对于现代高性能飞行器而言,飞行力学是与各类学科紧密相关的纽带.为了要获得飞行器良好的总体性能,必须要有良好的飞行力学设计.对此,提出了一个飞行力学设计的新思路.为满足现代飞行器高的操纵性、稳定性、机动性、宽的速度应用范围（亚、超声速）等要求,采用发动机、进气道与弹体一体化设计,三通道协同控制以及主动控制等技术,导致了多类学科交叉耦合,使得单一学科分别设计的方法难以解决现代飞行力学设计问题,采用多学科设计优化（MDO）技术就成为现代飞行器设计的必然选择.