摘要：开展了微射流控制参数对飞翼布局无人机(UAV)气动特性影响规律的研究。建立的流动控制模型及数值模拟技术经过了TAU0015翼型流动控制试验校核。设计了布置于飞行器前缘和1%c处的8套阵列式微射流控制方案,研究了微射流技术的气动控制效果,分析了典型流动控制参数对控制效能的影响规律。研究结果表明:微射流技术可以有效改善飞翼布局UAV大迎角下的流动分离现象,升力系数增幅达25%,布置于飞行器前缘和内翼段的射流激励器控制效果较优,较大的射流动量系数对流场影响较大,最优的无量纲射流频率为1。

摘要：针对现代无人机大多采用多操纵面结构的情况,在控制系统当中采用控制分配技术来合理利用各个操纵面的控制效率,以得到更好的控制效果和能力。首先利用经典控制方法设计出在各个舵面均为正常情况下的基本控制律,以产生整个控制指令;然后设计控制分配器,将整个控制指令合理地分配到各个舵面上。使用控制分配技术在无尾飞机纵向飞控系统当中进行了应用研究,并给出了各个舵面均正常情况和某些舵面故障情况下的仿真结果,证实了使用控制分配技术的有效性。

摘要：论述了应用于水声通信的双串行级联编码(D-SCCC)技术;针对水声通信在某些应用场合高可靠性要求,通过对误码率(BER)的分析,提出了提高水声通信可靠性的编码设计方法,并在给定的水声信道下进行了仿真.仿真结果表明,相同码率下双串行级联编码与SCCC算法相比,BER瀑布区陡度增大,在BER为10-5时有0.5 dB的编码增益;相同码率下SCCC算法与Turbo码相比,可有效改善Turbo码BER在10-4～10-5出现的错误平层,满足了水声通信传输遥控与遥测指令时的高可靠性需求.

摘要：详细分析了航空发动机叶片零件可制造性,研究建立了面向可制造性评价的叶片零件信息模型和制造资源能力信息模型。提出了两种可制造性的评价方法:①根据零件信息模型和制造资源能力模型包含的信息,以及信息之间的关系,运用匹配度计算法,判断在该制造资源环境下叶片零件的可制造性;②以叶片零件制造密切相关的各项指标为依据,采用基于层次分析法模糊综合评判的方法对制造叶片的多种设备进行综合评判,从而确定叶片零件的可制造性。通过上述研究方法,对零件的可制造性进行合理的评价和反馈,指导产品设计。

摘要：在基于目标函数线性化的序列线性规划矩阵方法(SLPMM)的框架下,研究了线性时不变系统静态输出反馈(SOF)H∞控制问题的数值解法,提出了一种改进的SLPMM算法:通过求解一个LMI特征值问题得到SLPMM算法的初始解,减少了运算的迭代次数,并同时给出了对H∞范数的一个初始估计.文中给出了基于该算法的静态输出反馈H∞控制问题的详细求解步骤,最后用一个飞机纵向控制器的设计实例说明算法的有效性.

摘要：预测控制综合设计方法通过设计一组满足特定要求的终端约束条件来保证系统的稳定性。给出了一组满足该要求的终端约束条件,然后依据多参数二次规划法求解预测控制器的基本思路,在Matlab环境下设计并实现了一个预测控制综合方法的控制器求解软件,最后通过一个仿真实验验证了该软件的基本功能。仿真结果表明,所设计的软件可以用于求解基于预测控制综合设计方法设计的预测控制器,并具有控制器性能仿真验证的功能。

摘要：不间断飞行太阳能飞机是以太阳能作为飞行动力并能储存白天采集的太阳能完成越夜飞行的飞机,这种飞机力求通过减少、减免起降和补给维护来降低全寿命周期使用成本。建立了由"建立能量链"、"建立质能关系"和"连接总质量和能量链起点完成迭代环"三步组成的不间断飞行太阳能飞机总体参数设计的一般方法。为了减少常数化的升力系数和零升阻力系数在布局的气动潜力上造成的浪费,推导了用于耦合与不间断飞行能力相关的布局参数的升力系数和零升阻力系数估算模型,并对上述方法加以改善。以"Skysailor"作为实例考察新方法的应用效果,结果表明:新方法拓展了设计域、增强了设计方案的负载能力。

摘要：通过对舵机间隙非线性特性的分析和极限环的定义及产生条件的讨论,在飞控系统中采用非线性补偿的方法,设计了间隙补偿器,并介绍了其工程实现方法,进行了相应的数字仿真和半物理仿真试验以及试验结果的对比分析。结果表明,此方法有效地解决了飞控系统由于舵机间隙引起的超调与极限环振荡现象,使飞控系统对舵机的频率特性以及间隙各方面要求大大降低,其工程实现方法简单实用、普遍性较强,具有较高的工程应用价值。

摘要：对四旋翼无人机进行建模与控制。在建模时采用了物理机理建模方法,尤其是对电机和螺旋桨进行了详细的建模,然后应用四元数对所建的模型进行了姿态角的控制。首先将欧拉角转换为四元数,然后求出误差四元数,接着由误差四元数推导出所要转动的角度和所要绕的轴。在此基础上,又对各个方向上的速度进行了控制,并与PID控制结果进行了对比。仿真结果表明,基于四元数的控制律更能有效地控制四旋翼速度较大的情况。

摘要：针对无人机单侧副翼大角度卡死的情况,研究了基于飞行状态的配平方法和策略选择问题。首先进行理论分析和实际计算,提出了利用侧滑角配平的方案;进而根据不同的配平方案得出配平策略:在空中飞行阶段,为了保证飞机具有较大的操纵能力,可以加入较大的侧滑角配平;在返航着陆阶段,可以加入较大的左副翼。最后通过PID控制器设计对两种配平方案分别进行了仿真验证,证明了方案的正确性及响应的快速性。