检索结果-南通市图书馆

Conceptual design and preliminary experiment of icing risk management and protection system

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Chinese Journal of Aeronautics 2022年第6期35卷 101-115页

作者： Qiang WU Haojun XU binbin pei Yang WEI School of Aeronautics Engineering Air Force Engineering UniversityXi’an 710038China

Icing is one of the main external environmental factors that causes aircraft to lose control.The flight safety assurance system under icing condition is particularly important.However,most of the systems do not consider the coupling characteristics of aerodynamics and flight dynamics of icing aircraft.This will affect the accuracy of the calculation results.Besides,the icing risk management system helps the pilot to realize the possible dangers in advance and perform correct maneuvers,based on quantitative assessment and visualization methods of flight risk.The envelope protection system realizes flight safety guarantee based on the real-time boundary protection method of key flight parameters.Finally,based on distributed simulation technology,a flight simulator was used as a platform to integrate the icing risk management system and envelope protection system to realize man-in-the-loop simulation.Two fictional but historically motivated icing scenarios are designed to test the system,and the results demonstrate that the icing risk management and protection system would be useful for aviation safety and can also be used for pilot training and reproducing flight accidents to find the causes.

关键词： Flight risk Flight simulator Icing Quantitative assessment Visualization

基于事件触发采样的无尾翼飞机自适应容错姿态控制

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系统工程与电子技术 2024年第3期46卷 1058-1066页

作者：禹志龙李颖晖裴彬彬段效聪张喆空军工程大学航空工程学院陕西西安710038 中国人民解放军94657部队江西九江332024 中国飞行试验研究院陕西西安710089

针对具有通信带宽受限的无尾翼飞机姿态跟踪控制问题,考虑模型不确定、外部扰动及执行器故障的影响,提出一种基于事件触发采样与自适应的容错姿态控制方法。首先,在无尾翼飞机六自由度动力学与运动学模型基础上建立了面向控制的姿态控... 详细信息

针对具有通信带宽受限的无尾翼飞机姿态跟踪控制问题,考虑模型不确定、外部扰动及执行器故障的影响,提出一种基于事件触发采样与自适应的容错姿态控制方法。首先,在无尾翼飞机六自由度动力学与运动学模型基础上建立了面向控制的姿态控制模型。通过引入事件触发机制成功降低了控制器与执行器通道之间通信频率,缓解了总线的通信压力同时避免了Zeno现象的发生。然后,通过自适应的有界估计成功补偿了执行器故障及事件触发引起的采样误差的影响。最后,基于Lyapunov稳定性分析证明了所提出的控制方法能够保证系统所有信号一致最终有界。数值仿真结果表明,所提出的控制方法能够有效降低控制器的更新频率,同时实现无尾翼飞机姿态对于控制指令的跟踪。

关键词：无尾翼飞机姿态跟踪事件触发自适应控制容错控制

具有飞行包线限制的飞翼无人机鲁棒自适应容错姿态控制

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兵工学报 2024年第1期45卷 231-240页

作者：禹志龙李颖晖裴彬彬徐文丰段效聪宋可鑫空军工程大学航空工程学院陕西西安710038 94657部队江西九江332024 95034部队广西百色533699

为实现复杂环境下飞翼无人机姿态的精确跟踪控制,考虑参数不确定性、外部扰动、执行器故障及飞行包线限制的影响,提出一种基于Nussbaum增益的鲁棒自适应容错控制方法。在受扰动的飞翼无人机姿态运动学与动力学模型基础上考虑执行器故障... 详细信息

为实现复杂环境下飞翼无人机姿态的精确跟踪控制,考虑参数不确定性、外部扰动、执行器故障及飞行包线限制的影响,提出一种基于Nussbaum增益的鲁棒自适应容错控制方法。在受扰动的飞翼无人机姿态运动学与动力学模型基础上考虑执行器故障与系统不确定的影响,建立面向控制的姿态控制模型。通过引入时变障碍Lyapunov函数,在保证飞行包线限制的同时确保姿态跟踪误差的瞬态与稳态性能。通过自适应的有界估计与Nussbaum增益,补偿总的不确定项与执行器故障的影响。通过稳定性分析严格证明新提出的控制方法的可行性。仿真结果表明,新的控制方法能够确保飞行包线限制,同时保证预设的瞬态与稳态性能,实现飞翼无人机高精度的姿态跟踪控制。

关键词：飞翼无人机飞行包线限制 Nussbaum增益自适应控制容错控制

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飞机动态RCS计算方法的修正与改进

空军工程大学学报 2024年第1期25卷 39-46页

作者：徐文丰李颖晖裴彬彬宋亚南孙鹏飞空军工程大学航空工程学院西安710038 95841部队甘肃酒泉735000

飞机动态雷达散射截面(RCS)的分析能够为飞机隐身设计和测试评估提供重要理论支撑。针对现有动态RCS计算方法只能适用于有限角域的不足,对飞机本体系中雷达方位角的定义进行了修正,扩大了现有方法的适用范围。提出了一种新型的动态RCS... 详细信息

飞机动态雷达散射截面(RCS)的分析能够为飞机隐身设计和测试评估提供重要理论支撑。针对现有动态RCS计算方法只能适用于有限角域的不足,对飞机本体系中雷达方位角的定义进行了修正,扩大了现有方法的适用范围。提出了一种新型的动态RCS计算方法,解决了现有方法中雷达视线角与飞机RCS值无法建立一一映射关系的问题,使用飞机本体坐标系与雷达照射坐标系的欧拉旋转角表征飞机的动态RCS值,相比传统方法具有更高的准确性。最后,仿真验证了当飞机处于机动状态时,新型的动态RCS计算方法得出的结果与现有方法相比有显著差异,其有效提高了动态RCS计算的准确性。

关键词：飞机隐身雷达散射截面欧拉姿态角雷达视线角雷达照射坐标系

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可压缩效应对超临界流体湍流统计特性的影响

工程热物理学报 2022年第12期43卷 3325-3330页

作者：李方博裴斌斌白博峰西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室西安710049

超临界流体的真实流体效应显著,密度随压力、温度发生剧烈变化,造成流场强烈的可压缩效应。本文采用直接数值模拟方法研究了超临界压力下的槽道湍流,求解低马赫数条件下的可压缩N-S方程。槽道内最大密度比为16,高于现有直接数值模拟研... 详细信息

超临界流体的真实流体效应显著,密度随压力、温度发生剧烈变化,造成流场强烈的可压缩效应。本文采用直接数值模拟方法研究了超临界压力下的槽道湍流,求解低马赫数条件下的可压缩N-S方程。槽道内最大密度比为16,高于现有直接数值模拟研究。分析了超临界流体湍流的统计特性,发现由于Morkovin假设失效,密度脉动改变雷诺应力平衡,流向脉动速度具有较高的偏度及间歇性,流向速度脉动的湍动能谱和二阶结构函数在惯性子区分别具有-1次方、1/3次方标度律,附着涡假设仍然成立。

关键词：可压缩效应超临界流体槽道湍流统计特性

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基于多模型MPC的变体飞机协调优化控制

系统工程与电子技术 2023年第9期45卷 2902-2911页

作者：徐文丰李颖晖裴彬彬禹志龙空军工程大学航空工程学院陕西西安710038 空军工程大学研究生院陕西西安710038

针对变体飞机纵向动力学模型的变形机构、升降舵、发动机推力的协调优化控制问题,基于多模型切换的模型预测控制方法,建立了变体飞机的纵向动力学模型与气动模型,并分析了其在不同状态和构型下的动力学特性。针对变体飞机纵向运动的平... 详细信息

针对变体飞机纵向动力学模型的变形机构、升降舵、发动机推力的协调优化控制问题,基于多模型切换的模型预测控制方法,建立了变体飞机的纵向动力学模型与气动模型,并分析了其在不同状态和构型下的动力学特性。针对变体飞机纵向运动的平衡点转移问题,基于小扰动线性模型设计了一种多模型切换的模型预测控制器。该控制器能够通过协调控制变形机构、发动机推力和升降舵优化飞行性能,并保证了输入幅值和速率受限的条件下变体飞机的状态变量不超出预先设定的范围。然后,给出了将控制器求解转换为二次规划的详细可行步骤。最后,通过仿真验证了方法的有效性。

关键词：多模态切换模型预测控制变体飞机协调控制约束控制

An electromagnetic wave attenuation superposition structure for thin-layer plasma

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Plasma Science and Technology 2022年第2期24卷 137-144页

作者：张文远徐浩军裴彬彬魏小龙冯佩张琳 Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory Air Force Engineering UniversityXi'an 710038People's Republic of China School of Electronic Engineering Xidian UniversityXi'an 710126People's Republic of China

This work proposes a new plasma super-phase gradient metasurfaces(PS-PGMs)structure,owing to the limitations of the thin-layer plasma for electromagnetic wave attenuation.Based on the cross-shaped surface unit configuration,we have designed the X-band absorbing structure through the dispersion control method.By setting up the Drude dispersion model in the computer simulation technology,the designed phase gradient metasurfaces structure is superposed over the plasma,and the PS-PGMs structure is constructed.The electromagnetic scattering characteristics of the new structure have been simulated,and the reflectance measurement has been carried out to verify the absorbing effect.The results demonstrate that the attenuation effect of the new structure is superior to that of the pure plasma structure,which invokes an improved attenuation effect from the thin layer plasma,thus enhancing the feasibility of applying the plasma stealth technology to the local stealth of the strong scattering part of a combat aircraft.

关键词： electromagnetic wave attenuation thin-layer plasma superimposed structure plasma stealth technology

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迎角受限的高超声速飞行器固定时间鲁棒控制

宇航学报 2022年第12期43卷 1708-1721页

作者：董泽洪李颖晖吕茂隆赵子龙裴彬彬空军工程大学航空工程学院西安710038 空军工程大学研究生院西安710038 空军工程大学空管领航学院西安710051 荷兰代尔夫特理工大学电气工程、数学和计算机科学学院代尔夫特999025

针对高超声速飞行器动力学模型强耦合、非对称时变迎角限制、气动参数高度不确定以及跟踪误差收敛速率要求高等问题,设计了一种考虑非对称时变迎角限制的高超声速飞行器固定时间非奇异切换控制策略。为了解决非对称时变迎角限制问题,首... 详细信息

针对高超声速飞行器动力学模型强耦合、非对称时变迎角限制、气动参数高度不确定以及跟踪误差收敛速率要求高等问题,设计了一种考虑非对称时变迎角限制的高超声速飞行器固定时间非奇异切换控制策略。为了解决非对称时变迎角限制问题,首先限制迎角虚拟控制器的幅值并设计固定时间误差补偿系统补偿迎角虚拟控制器饱和带来的不利影响,然后设计了一种新的光滑切换的非对称时变障碍函数限制迎角跟踪误差,从而使迎角满足非对称时变限制。光滑切换技术以及固定时间收敛技术也应用于其他虚拟控制律和实际控制律的设计中,以避免奇异值问题并且保证闭环系统的固定时间稳定。此外,设计了一种固定时间稳定的鲁棒补偿器用以补偿系统不确定性带来的不利影响。严格的数学推导证明了本文方法的正确性,仿真结果验证了本文方法的有效性和优越性。

关键词：高超声速飞行器迎角限制非奇异切换鲁棒控制

考虑输入受限的高超声速飞行器非奇异固定时间自适应切换控制

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系统工程与电子技术 2023年第5期45卷 1476-1488页

作者：董泽洪李颖晖吕茂隆李哲裴彬彬空军工程大学航空工程学院陕西西安710038 空军工程大学研究生院陕西西安710038 空军工程大学空管领航学院陕西西安710051

考虑了高超声速飞行器输入饱和、气动参数不确定性以及跟踪误差收敛速率慢等问题,设计了一种抗输入饱和非奇异固定时间自适应切换控制策略。首先将高超声速飞行器纵向动力学模型分解为速度子系统和高度子系统,然后分别设计非奇异固定时... 详细信息

考虑了高超声速飞行器输入饱和、气动参数不确定性以及跟踪误差收敛速率慢等问题,设计了一种抗输入饱和非奇异固定时间自适应切换控制策略。首先将高超声速飞行器纵向动力学模型分解为速度子系统和高度子系统,然后分别设计非奇异固定时间跟踪控制器。为解决传统固定时间控制器中存在的奇异值问题,设计了一种新的可微切换函数,该函数以跟踪误差为判定量对控制律进行切换,保证了虚拟控制律的可微性以及反步设计的可行性。针对高超声速飞行器的输入饱和问题,设计了一种固定时间辅助误差补偿系统,将补偿信号的误差收敛速度由指数收敛提高到固定时间收敛。而后,利用Lyapunov定理证明了速度跟踪误差和高度跟踪误差以及逼近器的估计误差在固定时间内收敛至原点的任意小邻域内。最后,通过仿真验证了所提控制器的有效性及优越性。

关键词：高超声速飞行器固定时间稳定输入饱和非奇异切换控制神经网络