精确定点归航翼伞控制系统的研究

采用嵌入式归航控制器、双天线GPS定位定向仪、无线数传机、大力矩直流伺服电机等设备,自主设计归航控制、落点预置、遥控通讯和GPS数据处理等软件,研制具有自动归航和人工遥控归航2种工作模式的精确定点归航翼伞控制系统.其中,在自动归航模式下系统根据GPS收到的位置航向等信息控制翼伞向预设目标点靠近;而在人工遥控的模式下,由地面操作人员通过地面控制计算机发送无线遥控指令控制翼伞归航.对该控制系统进行系统地面联试和负载试验的验证.研究结果表明:本研究提供的控制系统满足了可控翼伞定点归航的需要.     

基于遗传算法带约束的翼伞系统归航轨迹设计

翼伞系统归航轨迹设计是一类带约束的最优控制问题,引入一种具有精英策略的遗传算法解决此类问题。为方便使用遗传算法,引入非均匀B样条曲线拟合控制律,将最优控制问题转化为B样条基函数控制顶点的参数优化问题,并针对归航终端等式约束,引入松弛因子将其转化为不等式约束,进而采用静态罚函数法处理。在2种不同初始条件下的归一化模型中进行仿真,并针对实际工程中着陆精度要求设定3种不同的松弛因子。仿真结果表明:使用本文的方法解算出的归航轨迹及其控制信息合理,是符合工程实际需求的一种有效方法。     

基于CFD的风雨环境翼伞动力学建模

为研究风雨对翼伞飞行性能的影响,引入风雨环境翼伞动力学模型,在气动方程中加入雨膜、风荷载、雨荷载等影响因素。利用CFD技术模拟风雨环境:通过网格速度模拟风场,多相流模拟降雨,动网格模拟翼伞姿态变化,并求解时均Navier-Stokes(RANS)方程,对气动方程进行补充与验证,从而完成风雨环境的翼伞动力学建模工作。研究结果表明:CFD模拟结果与NASA经典风洞试验结果接近,验证了翼伞气动方程的合理性;所建模型能够较好描述翼伞在风雨环境下的飞行性能,为复杂环境下翼伞建模提供了新思路。     

翼伞系统双侧差量控制运动姿态研究

目前对翼伞系统工作在非正常条件下的运动特性缺乏理论探索,研究了翼伞系统双侧差量控制条件下的运动姿态变化规律.建立了翼伞系统6自由度动力学模型;选取相应伞型,借助MATLAB仿真软件,对翼伞系统工作在双侧等量控制条件下的姿态信息进行了分析;进一步对翼伞系统异常工作条件下的转弯速率、转弯半径、姿态角的变化特征进行了研究.结果表明,翼伞系统工作在差量控制条件下的转弯速率、姿态信息等有别于正常工作条件下的变化趋势.研究结论为翼伞系统的顺利应用,提供了更接近与实际工作环境的理论支撑.     

基于在线模型辨识的飞行器多约束复合制导技术

针对飞行器再入制导问题,该文引入控制变量参数化、积分问题转换和在线模型辨识等技术,提出一种跨周期迭代的可行轨迹预测校正算法,并结合标称轨迹跟踪算法形成一套多约束复合制导方案。利用一种复合高度-速度(height velocity,HV)飞行走廊,将再入轨迹规划问题简化为单调函数寻根问题。为提高射程预测计算效率,引入Gauss-Legendre求积公式,将积分问题转化为函数计算问题。采用递推最小二乘估计方法,收集历史预测信息,实现模型在线辨识功能,并采用跨周期Newton-Raphson方法完成高度权重系数的在线修正。在标称轨迹跟踪器设计的基础上,开展飞行器数值仿真试验,结果表明:基于在线模型辨识的复合制导方法具有显著的速度优势,且具有优异的自主性和自适应能力。     

无人动力翼伞双环积分滑模控制器设计与仿真

无人动力翼伞系统具有非线性和较强耦合性的特点,飞行状态难以控制.为了对无人动力翼伞进行更好的控制,首先,建立了无人动力翼伞6-DOF数学模型.其次,以此模型为基础,针对无人动力翼伞三轴角速度和角度的控制设计了一种双环积分滑模控制器,并针对其三轴惯性位移的控制设计了一种滑模控制器.最后,通过MATLAB软件将比例-积分-微分(proportional-integral-derivative,PID)控制器与双环积分滑模控制器进行仿真对比分析.结果表明,建立的双环积分滑模控制器相较于工程中常用的PID控制器具有更快的响应速度以及更小的超调量,能够更好满足对无人动力翼伞飞行状态的控制需求.     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

动力翼伞系统耦合补偿控制策略研究

动力翼伞系统是具有强非线性、强耦合特性的系统,其精确控制比较困难.动力翼伞系统具有两个控制通道,控制的难度在于纵向推力对下偏控制存在着非线性的强耦合作用,在受到风场干扰时会导致系统耦合加剧,从而在控制过程中引起较大偏差,甚至导致系统失速.本文提出了一种基于耦合补偿的自抗扰控制策略,并将该非线性耦合关系设计为扩张状态观测器中的已知扰动,从而提高了控制器的跟踪性能.在动态耦合补偿的基础上改进控制律,将非线性动力翼伞系统设计成易于控制的独立积分器,从而提高横向轨迹跟踪控制器的抗干扰性和控制跟踪性能.通过仿真实验可验证该控制策略优于传统的自抗扰控制（active disturbances rejection controller,ADRC）和PID控制.      

基于局部模型的再入滑翔类飞行器轨迹在线调整算法设计

针对再入滑翔类飞行器滑翔过程各种复杂条件不确定以及任务不确定问题，将轨迹离线优化与在线调整相结合，提出了一种基于局部模型的轨迹在线调整算法。该算法利用离线Radau伪谱函数表征飞行轨迹，构建轨迹局部模型，并通过轨迹约束空间离散化形成局部模型集；在线运行过程中，引入模糊聚类思想，设计了一种基于模糊隶属度的局部模型子集构建与更新方法，根据实时飞行状态以及任务约束构建与更新局部模型子集，并采用加权融合方法实现轨迹在线生成。最后，通过仿真分析验证了算法的轨迹生成与在线调整性能。     

一种大型冲压式翼伞的设计与试验

冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞，在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟，冲压式翼伞也得到了广泛应用；而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上，大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法，给出了结构设计方法，修正了气动性能的工程计算方法，并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞，分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角，能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象，得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近，是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。     

基于实测响应轨迹稳定边界的电力系统暂态不稳定识别

为充分利用广域测量系统WAMS(wide area measurement system)信息实现电力系统暂态稳定性快速在线识别,提出一种基于实测响应轨迹稳定边界的暂态不稳定识别方法.根据单机"位能脊"推导了单机-无穷大系统在相平面上的暂态稳定边界;证明单机无穷大系统任意比例剖分点处,由扰动能与电压相角构成的平面上的轨迹与相平面轨迹具有相似的几何特征,为间接利用发电机端口外网络测量信息识别电力系统暂态不稳定性提供了依据;证明了临界机组对的相轨迹上二阶导数等于零的点构成了系统的不返回边界,提出用临界机组对的相轨迹几何特征来识别系统暂态稳定性.为避免判据在线应用时受参数及不确定性干扰可能造成误判,对判据进行了实用性改进.利用PSASP 6.28 WEPRI 36节点仿真算例验证了所提判据的有效性.     

中国供给侧结构性改革的宏观经济含义

为充分利用广域测量系统WAMS（wide area measurement system）信息实现电力系统暂态稳定性快速在线识别,提出一种基于实测响应轨迹稳定边界的暂态不稳定识别方法.根据单机"位能脊"推导了单机-无穷大系统在相平面上的暂态稳定边界;证明单机无穷大系统任意比例剖分点处,由扰动能与电压相角构成的平面上的轨迹与相平面轨迹具有相似的几何特征,为间接利用发电机端口外网络测量信息识别电力系统暂态不稳定性提供了依据;证明了临界机组对的相轨迹上二阶导数等于零的点构成了系统的不返回边界,提出用临界机组对的相轨迹几何特征来识别系统暂态稳定性.为避免判据在线应用时受参数及不确定性干扰可能造成误判,对判据进行了实用性改进.利用PSASP 6.28 WEPRI 36节点仿真算例验证了所提判据的有效性.     

微型扑翼飞行器虚拟设计与飞行仿真系统开发

介绍微型扑翼飞行器虚拟设计与仿真系统的总体结构和各功能模块的实现.根据拟合的仿生公式进行微扑翼飞行器的仿生学初步设计,进而建立了飞行器的三维结构模型,并根据飞行器的结构与扑翼运动规律进行了运动仿真.由飞行器的几种典型任务确定飞行模式,在建立飞行器动力学模型的基础上进行飞行姿态控制.采用随机分形技术生成具有真实感的地形,由此讨论了飞行器虚拟飞行过程中的静态与动态模拟方法.     

基于在线模糊聚类的故障检测和容错控制

提出了一种新的基于T-S模糊模型在线辨识的非线性系统的故障诊断与容错控制策略.在闭环控制中,根据在线产生的数据对T-S模糊模型进行辨识,当故障引起系统动态的结构性变化时,在线模糊聚类算法能够辨识出系统的重大改变并产生新的模糊规则描述系统新的动态,同时基于T-S模型的控制律也会做出相应的调整.分析了T-S模糊模型结构和参...     

终端区飞行轨迹聚类分析及异常轨迹识别

为有效掌握空中交通流的分布规律,提高飞行轨迹聚类效率与质量,提出了一种精确度高、运算快、自主识别异常轨迹的飞行轨迹聚类方法.首先,改进均匀参数化法降低了飞行轨迹数据规模.其次,提出一种基于核主成分分析(kernel prin-cipal component analysis,KPCA)和飞行轨迹降维方法,突出不同类点之...     

制冷系统蒸发器动态过程数学模型模糊辨识

建立制冷系统动态过程数学模型是实现制冷装置优化控制的重要基础.制冷蒸发器是一类过程复杂的两相流动与换热系统,具有明显的非线性和不确定性,其精确的机理模型难以建立.该文通过熵方法和竞争学习算法对输入空间进行聚类,利用递推最小二乘辨识算法(RLS)确定模型的结论参数,实现了蒸发器动态过程数学模型的在线模糊辨识.通过仿真实例,验证了模糊辨识方法对于制冷系统蒸发器在线建模过程的有效性,所建立的模糊规则模型不仅具有较高的辨识精度,同时还具有较为理想的泛化性能和在线跟踪能力.     

基于时空特征融合的飞机尾涡识别

为了实现动态尾流缩减技术,减少进近阶段前机尾流对后机飞行安全的影响。依据相干激光雷达(coherent Doppler lidar, CDL)扫描风场循环周期性特点,提出一种基于时空特征融合的飞机尾涡识别模型。首先,CDL扫描生成的径向速度风场转换成序列输入和块输入。然后,双向长短时记忆(bidirectional long short-term memory, Bi-LSTM)网络用于提取序列输入的时间域特征,卷积神经网络(convolutional neural network, CNN)网络用于提取径向速度风场块输入的空间域特征。最后,将融合的时间域和空间域特征输入全连接层分类器,得到最终分类识别结果。实验团队在深圳宝安机场附近采集风场,并构建尾流数据集来验证所提得融合模型。结果表明：基于CNN和Bi-LSTM时空特征融合模型具有较好的分类性能,在尾涡识别上的准确率、召回率、F₁分数分别达到97.13%、97.50%、97.03%,且相比单一模型是一种更有效的识别方式,能够获得实时高效尾流预警。     

数控机床几何误差源的快速辨识方法

针对数控机床几何误差源的辨识问题,研究了基于球杆仪测量信息的机床几何误差源快速辨识方法.采用多项式模型描述机床几何误差源,建立了几何误差源与球杆仪杆长误差之间的线性映射模型.提出一种球杆仪空间误差检测轨迹,该测量轨迹使得球杆仪仅需一次安装即可实现大范围的空间测量.基于该轨迹上的误差测量数据,利用岭回归方法辨识出机床几何误差源全集.仿真与实验结果均验证了所提辨识方法的准确性与有效性,基于激光干涉仪测量方法的验证实验表明,球杆仪辨识结果与激光干涉仪测量结果的偏差在2.3,μm以下.     

基于轨迹能量扩散图的组行为识别方法

为解决基于轨迹的行为识别的轨迹时间信息丢失和轨迹噪声问题,提出了一种基于轨迹能量扩散图的组行为识别方法.轨迹能量块图可以有效地保存组行为轨迹的时间信息;轨迹能量扩散图可以平滑因运动不确定性产生的噪声.利用基于典型相关分析的特征融合算法实现多特征融合,保证了组行为特征信息的多样性.实验结果表明:对于包含7种组行为的567个视频序列,该方法的识别精度达87%以上.     

基于GMAP.NET飞行在线地图系统的设计与实现

随着航空业的发展,飞行安全越来越成为人们关注的一个主要问题.该文将开发GMAP.NET在线地图系统,用它来模拟飞行轨迹、绘制飞行进近剖面图、实现轨迹和进近图的重叠,通过这些功能技术的实现来辅助飞行分析和事件调查,从而提高飞行的安全裕度.