尾坐式飞行器过渡模式纵向姿态控制

针对尾坐式飞行器由垂直飞行模式向水平飞行模式转换过程中产生的模型参数变动干扰问题,设计了模糊滑模控制器进行姿态控制,利用模糊规则自适应调整趋近律以消除系统的抖振;通过仿真和飞行实验,验证了所设计的控制器具有良好的跟踪性能和鲁棒性,可以克服飞行器在过渡模式下系统参数的变动干扰,而且削弱了滑模控制器造成的输出抖振,减轻了副翼执行机构的负担。     

高超声速飞行器轨迹跟踪的反步滑模控制

针对高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题,基于纵向动力学的输入/输出线性化模型,设计了一种基于反步法与滑模控制相结合的反步滑模跟踪控制器;这种控制器对系统匹配不确定性和非匹配不确定性都具有较强的鲁棒性,跟踪收敛快速性良好;对反步滑模跟踪控制器和一般滑模跟踪控制器进行了控制参数仿真优化,对比研究了速度跟踪、高度跟踪、速度高度同时跟踪和正弦速度跟踪条件下两种控制器的快速性和鲁棒性,证实了文章方法的有效性。     

定量反馈理论在重构飞行器控制中的应用

定量反馈理论(quantitative feedback theory,QFT)作为一种频率域鲁棒控制技术,综合考虑了对象的不确定性范围和对系统的性能指标要求,以定量方式在Nichols图上展开分析与设计,从而保证了设计结果具有稳定鲁棒性;而当某处喷管失效时,作用在飞行器上的控制力矩所受的影响可看作是不确定对象鲁棒性问题的扩展,因此,考虑喷管故障时的重构飞行控制也可用QFT方法进行分析与设计;在讨论QFT原理与应用的基础上,以某飞行器的飞行控制设计为例,对鲁棒和重构飞行控制进行了分析、研究与设计,获得了满意的设计结果。     

飞行器供配电系统通用测试方案设计

供配电测试设备中专用设备比例仍较高,导致研制费用高,使用维护不便,操作人员需熟悉各种设备,人员培训也形成了困难;通过飞行器通用测试需求分析,结合某项目供配电测试系统方案,提出设备通用、软件可二次编程的设计方案;通用性测试方案减少了专用设备数量,降低研制费用,提高使用效率,有利于提高设备继承性和互换性,实现供配电测试系统高可靠设计;经过通用化设计,设备功能满足设计要求,指标显著提高,且满足后续项目需求;最后展望了飞行器测试系统的技术发展和应用前景。     

一体化高超声速飞行器攻角特性的数值研究

采用二维耦合隐式NS方程和标准k-ε湍流模型,对采用Hark形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流和发动机点火工况下的攻角特性进行了数值仿真研究.探索了可变攻角情况下,飞行器各部件对飞行器整体气动-推进性能的贡献程度.结果表明,在3种不同的工作状态下,飞行器都是纵向静稳定的,足够大的升阻比可以满足飞行器飞行要求,同时,对发动机型面及机身上壁面的改进有利于进一步满足飞行器对气动.推进性能的要求.     

Vertical profiles of aerodynamic size distribution for airborne particles over Yangtze River Delta

Based on the aircraft observations in the summer of 2003, we have studied the aerodynamic size distributions of airborne particles at altitudes ranging from 400 m to 2800 m over the central and southern areas of Jiangsu province located in Yangtse River Delta of China. The sizes of airborne particles are measured to be in a range of 0.47- 30 μm with 57 channels, and their number concentrations, surface area concentrations and mass concentrations are also measured. The results show that the concentrations of airborne particles are very low above an altitude of 2000 m and the size distributions present a specific multi-peak mode by using insufficient samples. Below 1000 m, however, the concentrations of particles increase obviously, and their size distribution is similar to that at the ground level. The study also indicates that the concentrations, size distributions and median diameters of airborne particles above and below the boundary layer are very different, displaying different pollution features. Meanwhile, the results also show that the pollution level of airborne particles has a descending tendency with altitude increasing.     

基于AFSMC算法的四旋翼飞行器控制策略研究

针对四旋翼飞行器在飞行过程中,控制系统存在非线性、强耦合、不确定性和鲁棒性差的问题,建立了关于四旋翼飞行器的动力学数学模型,将自适应控制、模糊控制和滑模控制相结合,提出基于自适应模糊滑模控制(AFSMC)的快速平稳控制策略。采用模糊系统推理方法实现理想控制律的逼近。在满足李雅普诺夫稳定性条件的前提下进行控制器的设计和稳定性分析,并结合四旋翼的数学模型和给定参数进行了MATLAB仿真。仿真结果表明,AFSMC控制器相比常规PID控制器具有良好的动态性能和抗干扰能力。     

基于PID算法的四旋翼飞行器定点跟踪控制

四旋翼飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器,具有欠驱动、强耦合的特点。为实现对飞行器的控制,使之能从起始位置在一定时间内到达设定目标点并稳定悬停,根据其飞行特点建立动力学模型并在此基础上提出了一种双闭环PID控制方法。其中,外环实现飞行器的位置控制,使用目标点与反馈回的实际坐标的偏差作为控制器的输入,内环实现飞行器的姿态控制,其姿态的参考量由外环的输出经逆向求解获得的欧拉角与实际姿态角求得的偏差作为控制器的输入。通过PID算法后输出的姿态控制信号,经过四旋翼飞行器“十”字动力学模型解耦得到4个电机的转速控制值,从而完成定点跟踪任务。提出的双闭环PID控制方法在仿真中获得了验证,为飞行器的进一步研究提供了基础。     

结构强健的Al2O3-SiO2气凝胶的 制备及可重复使用性能

通过纳米晶组装技术, 构筑了Al₂O₃-SiO₂复合气凝胶; 利用不同组分耐温性的差异, 经过热处理过程得到了骨架强健的Al₂O₃-SiO₂气凝胶. 研究了不同配比及热处理温度对材料微观结构和组分的影响, 确定了最佳制备条件, 得到了比表面积为123.9 m ²/g, 密度为 0.25 g/cm ³, 导热系数为0.029 W·m ^-1·K ^-1的气凝胶材料. 在泡水和冰冻等极端环境下, 气凝胶材料未发生结构的破坏, 模拟10次重复隔热应用(800 ℃, 30 min)后导热系数保持不变. 该隔热性气凝胶的开发有望解决未来飞行器隔热材料需重复使用的技术瓶颈, 为开发新型气凝胶隔热材料提供了新思路.     

基于UIO的四旋翼飞行器故障检测与隔离(英文)

故障检测与隔离(FDI)对于增强四旋翼飞行器的安全性和鲁棒性具有重要作用。提出了一种四旋翼飞行器执行器故障的FDI方法。首先建立了四旋翼飞行器的简化线性模型。然后研究了基于未知输入观测器(UIO)的故障检测与隔离方案。针对四个执行器,分别设计了四个UIO以产生通用结构化残差组,对执行器故障进行检测与隔离。仿真实验证实了该FDI方案的可行性。