高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。     

基于气动特性辨识的折叠翼飞行器可重构控制系统设计

为解决折叠翼飞行器初段飞行中气动特性变化大且易受环境扰动影响、控制鲁棒性要求高的问题,将飞行器物理模型的实时辨识与非线性动态逆方法相结合,设计可重构飞行控制器。基于迭代扩展卡尔曼滤波与渐消记忆最小二乘,将气动特性辨识一步方法分解为状态量和参数值的两步辨识,算法更易于在线实现。通过实时辨识更新动态逆控制器参考模型,消除模型逆误差,实现可重构控制。针对某型折叠翼飞行器的6自由度仿真结果表明,在飞行器自身气动特性大幅变化且考虑外界未知扰动情况下,控制器满足设计要求,具有较强的鲁棒性。     

飞行结冰后复杂系统动力学仿真与风险评估

综合考虑结冰后气动参数的变化和驾驶员动态特性,建立了结冰后人-机-环复杂系统非线性动力学仿真模型,仿真出结冰后迎角、俯仰角和俯仰角速度的变化趋势。提出了结冰恶化速率因子的概念,以迎角为临界参数,提出了通过冰型、结冰强度来判断失速的方法,提出了综合评估飞机在某一航段结冰后飞行风险的思路和对防冰系统最大允许故障率进行计算的方法,最后给出算例验证了该方法的实用性。     

机械压力机气动系统模型的建立

建立了新型的机械压力机气动摩擦离合器及制动器的计算机控制系统，并对该气动系统进行模型辨识。在该气动系统机理分析的基础上，采用预报误差法进行气动系统模型参数的辨识，得到该系统的动态模型。将辨识模型仿真结果与系统实验测量数据进行比较，该模型是可信的。这个模型不仅能够较好的反映系统的动态特性，而且有利于系统控制器的设计。     

基于模糊神经网络的气动参数拟合

鉴于模糊神经网络可以充当万能逼近器，以任意精度逼近任何非线性函数，本文用模糊神经网络对气动参数进行高精度拟合。在飞行器轨迹计算中用拟合得到的计算公式计算气动参数，可大大节省计算机时和存贮单元，提高计算精度，仿真实验亦表明了这一方法的有效性和可行性，这在飞行器的轨迹计算中是值得采用和推广的方法。     

飞行器运动模型的计算机辨识技术

飞行器运动模型辨识是以飞行试验、飞行力学和系统辨识为基础的一门新兴技术。计算机仿真应用贯穿着运动模型辨识的全过程。文中作者简述了飞行器运动模型在航空、航天科技和工业中的重要地位，以及计算机仿真对这门新技术的巨大支撑作用。着重讨论了飞行器运动模型结构－ 参数的计算机辨识技术     

非对称伸缩翼飞行器动力学建模及特性分析

以非对称伸缩翼飞行器为对象,构建了非对称变翼下的飞行器动力学模型,分析了非对称变翼对动力学的影响特性。首先,运用牛顿〖CD*2〗欧拉法建立了飞行器多刚体动力学模型,突出了非对称伸缩变形所产生的模型差异;其次,以流体力学计算软件计算获得的气动数据为依据,探讨了非对称伸缩变形对飞行器质心偏移、转动惯量、气动特性、滚转力矩和纵向静稳定性的动力学特性的影响规律。最后,将翼展非对称动态变化作为系统输入,以非对称伸缩翼所占的质量比和伸缩速率为特征量,分析了翼展非对称变化下的飞行器动态特性。结果表明,翼展非对称伸缩动态变化,使飞行器具有快速滚转的能力,可作为一种主动控制方式。     

微型飞行器空气动力学研究

围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞行器的发展具有重要的参考价值和指导意义.     

混沌经济时序非线性动力系统的预测方法研究

混沌经济时序的预测方法研究是混沌经济非线性动力系统的重要内容，提出了一种改进的非线性混沌经济模型，应用模型的阶数由最小嵌入维数决定的观点，给出了相应的模型参数辨识方法，并用其确立的混沌模型进行了预测工作，计算结果表明：模型参数辨识方法能迅速地将参数估计值带到多峰目标函数的全局最小值附近，然后再采用优化理论能较准确地求出模型的参数，用得到的混沌模型对系统进行预测工作，其短期预测效果良好。     

基于SDRE的变体飞行器LPV稳定控制

针对变体飞行器飞行过程中存在的外部扰动和参数不确定性问题，提出一种基于状态相关黎卡提方程(state-dependent Riccati equation, SDRE)的线性变参数(linear parameter varying, LPV)稳定飞行控制方法。首先，基于变体飞行器的气动参数模型和纵向非线性动力学模型，综合考虑外部扰动、系统参数误差以及变形产生的附加干扰，并通过雅克比线性化方法，得到LPV系统模型。其次，针对考虑复合干扰的LPV模型，设计基于SDRE的控制律，并利用θ-D方法进行求解。最后，利用蒙特卡罗方法仿真验证了所提方法能够有效抑制复合干扰，实现飞行器的稳定飞行控制，具有较强的鲁棒性能和抗干扰能力。     

发汗冷却控制系统的参数辨识

本文针对飞行器再入全程热环境的地面模拟试验和飞行实测研究，应用发汗冷却控制技术，通过热层内点温度测量，引入敏感系数，给出热层加热面表面热流的参数辨识方法，解决了这一参数辨识定解问题的不适定性。由于应用了发汗冷却控制技术，避免了热层表面出现烧蚀，内点测温可以获得全程信息，因此为再入热环境的全程实验研究提供了实现的途径。本文参数辨识的计算结果与正问题的数值模拟结果吻合得很好。     

多模自适应控制在空中飞行模拟器中应用

为了克服空中飞行模拟器传统上使用增益高控制方式的弱点，设计了一种改善空中飞行模拟器性能的自适应模型跟随控制系统，其中辨识器采用基于卡尔曼滤波器的多模辨识方法，该方法将本机先验信息加入到参数辨识过程中，辨识结构是与卡尔曼滤波器相对应的各个先验模型参数的概率权重和，仿真结果表明，该控制系统克服了原空中飞行模拟器模拟精度依赖于需要精确已知本机气动导数的严重缺陷，并显示出多模辨识算法比一般的辨识方法收敛速度快，精度高，有效地解决了非线性随机系统的参数辨识问题。     

基于遗传算法的伺服系统摩擦参数辨识研究

LuGre摩擦模型能够精确描述摩擦环节的动态特性 ,但由于其高度非线性 ,使得参数辨识非常困难。针对LuGre摩擦模型 ,提出一种新型的基于遗传算法的模型参数两步辨识方法。首先通过Stribeck曲线 ,辨识出摩擦模型中的静态参数 ,然后由系统的稳态极限环振荡响应 ,辨识出摩擦模型的动态参数。在每一步辨识中 ,均采用遗传算法作为优化工具 ,从而避免了采用线性辩识方法时的局部极小问题。对提出的方法进行了数字仿真 ,并通过设计摩擦补偿环节 ,对辨识参数进行验证 ,结果表明了该方法的有效性。     

高超声速飞行器并行仿真方法研究

高超声速飞行器的系统仿真是一个多物理场高度耦合的过程,仿真过程中,需要完成大规模数据的迭代计算.目前大多采用分布式仿真的方法,但这种方法对于计算效率的提高不明显.为了有效提高计算效率,基于高性能计算机集群系统,分别对网格并行方法和模型并行算法进行了研究,提出了气动流场高效并行仿真解算方法、分区边界数据交换方法以及并行负载均衡技术,并在高超飞行器的系统仿真中进行了验证,验证结果表明,计算精度满足要求,求解方程的速度较快,工程应用效果较好.     

大型阵列结构电磁特性分析的特征基函数方法

运用基于矩量法的特征基函数方法分析了大型阵列结构的电磁辐射与散射特性。特征基函数方法首先对阵列结构进行分区,通过区间互耦构造高层级基函数,大大降低了生成的全局矩阵的尺度,能够对矩阵直接求解。将特征基函数方法运用于对大型阵列结构的分析中,通过深入的研究,给出了加速计算和节省内存的手段。数值结果表明方法的准确性和高效性。     

混合编码免疫算法在非线性系统辨识中的应用

基于免疫算法优越的全局搜索性能与GP算法简洁的结构树编码方法,提出了一种混合编码免疫辨识算法,通过对模型结构与参数分别编码及免疫操作,同时实现了非线性模型的结构与参数辨识,实现了全局寻优,辨识的模型结构简单、易于理解.仿真验证了本算法的有效性及较强的非线性逼近能力.     

简化的鲁棒自适应动态面飞行控制律设计

提出一种简化的鲁棒自适应动态面飞行控制律设计方法。动态面飞行控制律消除了反推设计中由于对虚拟控制反复求导而导致的复杂性问题。利用神经网络在线逼近飞机气动参数的不确定性和外界干扰,简化神经网络参数调整方法,使在线调整更新参数仅为不确定项的个数。基于Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统的所有信号半全局一致最终有界。大迎角过失速机动飞行的数值仿真表明：在考虑气动参数摄动和外界干扰的情况下,过失速机动仍很好地实现,且兼具控制器结构简单和鲁棒性强的特点。     

利用基序列逼近的一类非线性时变系统辨识的实用方法

提出了一种针对一类非线性时变系统（时变的Hammerstein级数）辨识的实用方法。为减少时变系统建模所需参数个数，利用已知基底列的线性组合来逼近系统的时变动态特性，并采用递推最小二乘来估计模型的参数，克服了以往基序列逼近用于时变系统辨识方法中离线最小二乘计算效率不高的缺陷，仿真结果表明，本文提供了的有经济有效地对一大类时变非线性系统进行较好的辨识。     

高超声速飞行器的LPV鲁棒变增益控制

针对高超声速飞行器复杂的气动特性和严重参数不确定的纵向非线性模型,提出了一种基于线性变参数(linear parameter varying, LPV)的鲁棒变增益控制方法。首先,采用雅克比线性化方法将非线性系统LPV化,并结合张量积(tensor-product, T-P)模型转换方法进行LPV系统的多胞变换,得到LPV多胞系统;然后,采用H_∞鲁棒控制和增益调度策略设计了鲁棒变增益控制器,保证高超声速飞行器的纵向稳定。该方法不仅避免了复杂的非线性控制器设计过程,而且能够有效地抑制模型参数变化。仿真结果验证了算法的有效性。     

单滑块变质心再入飞行器分岔特性

基于非线性动力学模型,给出了单滑块变质心再入飞行器的平衡点及其稳定性随滑块偏移距离的变化规律,得到了系统分岔图,并在此基础上求解了典型条件下各吸引子的吸引域。结果表明滑块偏移距离对再入飞行器的平衡点数量及稳定性具有明显的影响,同时初始飞行条件对飞行器的最终收敛状态也具有重要的影响,不合适的初始条件有可能导致飞行器被锁定在不期望的平衡点或极限环中,从而引起失速或失控等问题。此外,通过分析不同系统参数下的分岔图变化规律,总结了再入飞行器结构及气动参数对系统分岔特性的影响,进而为系统参数的设计提供了参考。