无尾飞翼式高空长航时无人机纵向控制律设计研究

以某无尾飞翼式高空长航时无人机为研究对象,分析了自然飞机在高空巡航状态时的纵向稳定性,介绍并改进了传统的无人机巡航状态纵向控制律设计方法。通过在Matlab/Simulink中建立仿真模型,对两种方法进行对比分析。分析结果表明,由于无人机飞控系统的自动驾驶仪是始终在环的,不必像传统方法一样考虑带有增稳的控制系统的稳定性。因此,改进的设计方法更适合于无尾飞翼式高空长航时无人机巡航状态的纵向飞行控制系统的设计。     

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明：将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。     

基于SDRE方法的小型无人直升机轨迹跟踪控制

针对小型无人直升机姿态稳定及位置跟踪控制问题,提出了基于SDRE(state-dependent Riccati equation)的跟踪控制方法.首先,根据牛顿欧拉方程及刚体理论建立了包含主旋翼挥舞动态的14阶无人直升机动力学模型.其次,将直升机系统依次划分为位置环,速度环,姿态环,姿态角速率环和挥舞运动环,再对各环动力学方程进行等效变换使其满足特定条件.在此基础上,针对非仿射系统,考虑引入控制输入u的微分6)u,将u作为系统状态变量6)u作为新的控制输入.最后,将所提出的方法应用于Trex-250直升机.结果表明,所提方法能够取得良好的位置和姿态跟踪效果,且具有很好的实时性和鲁棒性.     

小型无人直升机纵向和横向动力学的鲁棒反推控制(英文)

研究了阵风情况下悬停飞行模式中的无人直升机的纵向与横向位置的稳定性问题.由于通用的线性模型成功地描述了大多数小型直升机的行为,其被用来设计控制器.基于控制Lyapunov方法,一种递归(反推)设计流程被用来设计纵向和横向动力学的鲁棒控制器.为了比较,我们基于线性二次调节器(LQR)准则设计了另一种控制器.仿真结果表明,所提出的反馈控制器能有效地减弱阵风的影响,在阵风下能够实现纵向和横向位置的快速、准确跟踪.     

横向风场作用下磁悬浮车体运动稳定性数值研究

建立了风场作用下具有起伏、侧移、俯仰、侧滚和偏航五自由度运动的磁悬浮车体模型.以粘性不可压Navier-Stokes方程以及K-E双方程湍流模型理论为基础,利用有限元分析软件ANSYS对磁悬浮车体/轨道系统的空气动力特性进行了数值分析,并研究了风荷载作用下车体的动力学行为.结果表明风速、车速、反馈增益系数对磁悬浮车体运行的稳定性具有很大影响,并进一步给出了具体影响规律.     

地空数据链组网的稳定性研究

研究了地空数据链稳定性的影响因素,根据系统链路各个影响因素的故障模式概率分布,衍生出确定每个节点发送和接收数据的稳定性分析方法,最后以三节点数据链系统模型为例,对其在多种状态下进行稳定性分析,得出了地空数据链的稳定性指标。     

变距/摆振耦合对直升机空中共振稳定性的影响

采用多桨叶坐标转换和复数坐标 变换等方法,研究了变距/摆振耦合对直升 机空中共振的影响;推导出完全引入变距/ 摆振耦合的直升机空中共振分析公式,建立 了相应的分析模型和计算程序。利用系统的 特征值研究了直升机空中共振的动不稳定性, 得出变距/摆振耦合对直升机空中共振的影响 ;通过系统的特征向量与各自由度之间的相互 作用（能量关系）的研究,揭示了空中共振机理 ,以某型直升机为例进行了计算分析。研究表明 ：正的变距/摆振耦合可以抑制旋翼/机体耦合 系统的动不稳定性,在同时存在挥舞/摆振耦合 和正的变距/摆振耦合时,直升机的旋翼/机体 耦合系统为绝对稳定。     

三轴汽车多轮转向技术研究

研究三轴汽车的转向控制方式.通过建立三轴汽车全轮转向二自由度模型,推导三轴汽车全轮转向系统的动力学方程;运用数值仿真方法,研究三轴汽车全轮转向,前、后四轮转向,前轮转向等不同转向方式下的稳态横摆角速度增益,以及相同转向方式下中轴相对于质心的纵向距离对稳态横摆角速度增益的影响.仿真结果表明,三轴汽车全轮转向是最好的选择.     

基于有限状态入流的无轴承旋翼气弹稳定性

为准确分析悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性,建立了一种基于有限状态入流的直升机气动弹性稳定性分析的模型.采用格林-拉格朗日应变张量推导了无轴承旋翼桨叶的非线性应变-位移关系,把桨叶作为多路传力系统进行处理并根据哈密顿原理建立了桨叶运动的有限元方程,非定常气动力采用有限状态状态入流模型.根据桨叶模态方程的特征值判断悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性.数值计算结果表明：采用有限状态入流模型计算桨叶的一阶摆振阻尼比传统的动力入流模型和均匀入流模型与试验数据的符合程度更好,从而验证了本模型的正确性.     

固定翼无人机纵向控制律设计及仿真验证

利用经典控制理论中的根轨迹法对某固定翼无人机纵向控制律进行分析设计。首先通过在定常直线无侧滑模态下对无人机数学模型进行配平线性化,将飞机运动分解为纵向运动和横侧向运动;再利用俯仰角速率和俯仰角双回路反馈实现俯仰角控制回路;之后通过分析系统附加开环零点对系统稳定性和动态性能的影响确定高度积分增益实现高度控制回路,利用Matlab进行了仿真,给出了仿真结果。仿真结果表明控制参数设计合理,根轨迹法是设计飞行控制律有效而成熟的方法。     

小型涵道飞行器悬停状态动力学建模研究

针对小型涵道飞行器介于直升机和固定翼飞机之间独特的结构特点和控制特性,对小型涵道飞行器在悬停状态下的动力学进行分析,结合刚体动力学和空气动力学对飞行器所受力和力矩进行推导,并建立动力学模型.同时对模型零动态的渐近属性进行研究,得出飞行器物理参数与内动态稳定性的关系,分析结果表明,系统零动态的指数不稳定性不仅受到控制舵压心到飞行器质心距离的影响,同时也和螺旋桨的陀螺惯量有关.     

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

小型无人直升机建模与分析

由于小型无人直升机具有不同于大型直升机的独特特点,提出采用结构分析法推导小型无人直升机的数学模型.将小型直升机看作2个刚体（机体和主旋翼）,借助Kane方法推导了小型直升机的动力学模型,并与单刚体建模进行了比较.分析表明,2种建模方法的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学模型完全不同.采用2种刚体所建模型的响应具有余弦规律而单刚体所建模型则呈线性规律.飞行试验验证了模型的有效性.     

系统输入幅值对增稳系统特性影响研究

陈述了增稳系统和控制增稳系统由于系统本身对操纵权限的局限性,限制了系统操纵输入幅值的大小,很难在整个飞行包线内改善飞机的飞行品质,对飞机性能的提高很有限。以某型飞机为例,通过仿真验证了该结论。仿真结果表明,系统输入幅值在不超过临界饱和值时,增稳系统能够起到增稳作用;否则,增稳系统的增稳效能将随着饱和程度的增强逐渐消失。最后,提出了电传飞行控制系统全时间、全权限的特点,完全克服了增稳系统和控制增稳系统由于操作权限限制的致命弊端,可替代它们在整个飞行包线内更好地改善飞机的飞行品质。     

依那西普抗体的活性结构保护

采用Gromacs软件,利用分子动力学模拟方法,研究了在真空干燥及水溶液环境下,抗体蛋白药物依那西普在不同保护剂体系中分子结构的稳定性。通过分析依那西普的结构变化以及抗体蛋白与保护剂之间的相互作用,采用单因素方差法,给出了不同保护体系与抗体蛋白之间的差异。结果表明,海藻糖–甘露醇复合保护体系和蔗糖–甘露醇复合保护体系对抗体蛋白的稳定效果明显优于海藻糖单一保护体系,其中海藻糖–甘露醇复合保护体系对依那西普抗体蛋白活性结构的保护效果最好。这说明不同的小分子保护剂可以协同保护蛋白药物的活性结构,溶剂化环境对于抗体蛋白的稳定性具有显著影响,而真空冷冻干燥可以提高其结构的稳定性。     

扑翼模型的气动力研究

为了研究扑翼的气动特性,以蜜蜂翅为参考对象建立了扑翼的运动学模型. 利用计算流体力学方法,研究了最大拍动角、频率、攻角对扑翼气动力特性的影响,通过分析扑翼拍动在1个周期的升力和阻力变化,阐释了扑翼保持高升力的原因. 计算结果表明,翻转运动是造成升力变化的主要因素;平均升力会随着最大拍动角和频率的增大而增大;并在攻角50°时达到最大;而各工况对平均阻力的影响可忽略不计.     

液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响分析

基于汉密尔顿原理,根据直升机旋翼液弹阻尼器的非线性动力学模型和等效线化模型,分别建立了带非线性和线性液弹阻尼器的直升机旋翼/机体耦合系统动力学模型;并对直升机的地面共振稳定性进行了数值模拟,分析了液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响。结果表明,液弹阻尼器的存在增加了桨叶摆振后退型模态阻尼,提高了直升机地面共振稳定性。采用线化模型计算方便,计算结果能基本反映液弹阻尼器对桨叶摆振后退型模态的影响变化趋势;但模态耦合区位置和峰值阻尼的确定不够准确;而非线性模型则能准确描述液弹阻尼器的动力学特性和直升机旋翼/机体耦合系统稳定性的变化规律,精度较高。     

基于LMI直升机奇异系统鲁棒稳定控制器的设计

针对三自由度直升机奇异系统鲁棒稳定性分析复杂,且难以设计稳定的控制器问题,基于状态空间方法建立了三自由度直升机模型的线性动力学系统模型。利用线性矩阵不等式(LMI:Linear Matrix Inequality)推导并证明了奇异系统鲁棒渐进稳定的条件,提出了一类奇异系统鲁棒稳定状态反馈控制率的设计方法,并绘出三自由度直升机系统的状态响应曲线。实验结果表明,该控制器比LQR(Linear Quadratic Regulator)控制器具有更好的稳定性和鲁棒性。     

全耦合分析法在巷道安全评价中的应用

针对巷道工程安全稳定性问题,基于岩石工程系统(RES)理论,提出了全耦合分析方法.根据全耦合分析思想及流程,并在收集的样本的基础上,应用神经网络编码法建立了地下巷道工程的综合交互作用矩阵,认为岩体结构、开采深度和地下水为主要影响因素,并且给出了以开采深度为主要作用的总体正反馈机理路径.最后,应用全耦合方法对沙曲矿进行稳定性分析及优化设计,现场应用及监测结果表明全耦合分析法在巷道安全评价中具有较高意义.图5,表2,参9.