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基于预测-校正法的高超声速飞行器上升段制导控制一体化研究
作者：
发表期刊：航空科学技术 2012年1期
关键词：高超声速飞行器制导控制一体化校正法上升预测飞行器模型非线性控制
摘要：完成情况简介：以高超声速飞行器为对象，从飞行器模型出发，分别对winged—conep外形和乘波体进行了分析，除进行公式拟合外，还进行了气动和推进建模，并通过一系列拟合方法得到适用于制导控制研究的乘波体模型。为了解决高超声速飞行器强非线性、强耦合、强不确定性所带来的控制难题．对多种非线性控制方法进行了研究，包括遗传算法、滑模控制方法、反馈线性化等，提出了几种控制方法相结合的解决方案。
综述
作者：
发表期刊：航空科学技术 2012年2期
关键词：飞行器制导多学科优化设计综述激波理论反设计方法飞行器模型控制系统高超声速
摘要：完成情况简介：本项目针对高超声速无人飞行器制导与控制系统的多学科优化设计进行研究，首先给出了飞行器基准的乘波体外形，采用斜激波理论和普朗特迈耶关系式估算了飞行器表体激波作用力，再根据乘波特性，对飞行器反设计方法进行了研究，进而采用基于能量的方法建立了飞行器模型，
一种基于新阈值函数的小波降噪方法在高速风洞中的应用CSTPCD
作者：张鹏谢艳魏志
发表期刊：兵工自动化 2016年4期
关键词：风洞连续信号新阈值函数小波变换飞行器模型
摘要：为了解决传统阈值函数中抑制干扰与保留信号有效突变区域和信号高频细节之间的矛盾,提出一种基于新阈值函数的小波降噪方法.介绍了传统小波阈值函数降噪方法,根据小波阈值降噪方法的特点构建一种新阈值函数,并进行风洞试验验证,用硬、软阈值以及新阈值方法对X元信号进行处理,将经过不同降噪方法处理后得出的CL-a曲线进行对比.试验结果表明:该方法与传统函数方法相比具有明显的优越性,一方面其处理后的试验数据结果与阶梯试验数据吻合度更高;另一方面该方法在…查看全部>>
风洞湍流度对飞行器模型大攻角试验结果影响的初步研究北大核心CSCDCSTPCD
作者：白存儒屠兴吴军强王元靖
发表期刊：流体力学实验与测量 2003年U09期
关键词：飞行器模型攻角试验影响风洞湍流度
摘要：简要地阐述了在西北工业大学低湍流度风洞中进行的湍流度对飞行器模型(A和B飞机简化模型)在大迎角时气动特性影响的实验研究情况以及对实验结果的分析。实验的湍流度为：0．02％，0．10％和0．33％。实验结果表明，当迎角小于20°时，湍流度对试验结果的影响不大。但当迎角大于20°时，湍流度的影响是显著的。对不同模型，影响的量是不同的。例如，对B飞机模型，当湍流度自0．02％变化到0．33％时，对升力系数的影响可达到0．20％以上。这表明，…查看全部>>
基于小波变换的风洞连续信号降噪分析CSTPCD
作者：张鹏魏志王春孙宁谢艳
发表期刊：兵工自动化 2013年5期
关键词：风洞信号小波变换飞行器模型
摘要：　　针对传统的低通滤波方法会丢失连续信号的有用部分、难以真实反映飞行器气动力非线性或突变区域的信号特征的问题，提出一种基于小波变换的阈值降噪方法。从小波变换理论出发，使用Matlab小波分析工具箱中自带函数对信号进行降噪处理。通过分析发现，通过db24小波处理后的结果与原信号的相似度更高，降噪效果更好，并通过风洞连续变迎角试验数据进行验证。分析结果表明：该方法在降低噪声影响的同时，较好地保留了飞行器模型气动力非线性或突变区域信号的非局部平稳特性。