Aczel不等式的推广

在Mitrinovie,D.S.著的《解析不等式》中介绍了有名的Aczel不等式、Popoviciu不等式、Bellman不等式,但后者的不等式的条件不妥当,且也没有给出等式成立的充要条件。本文进一步推广Aczel不等式,并改进了Popoviciu不等式与Bellman不等式的条件,也给出了等式成立的充要条件,且把Aczel不等式推广到复向量空间中,也推广到相反的不等式。     

Schrdinger型方程的一种半隐式差分格式

本文讨论了Schr(?)dinger型方程U_t=iU_(xx)的一类半隐式差分格式,这些格式实际上是可以显式求解的,并给出了它们的稳定性条件。     

关于某个四阶非对称微分方程边值问题的唯一性

本文处理如下形式的四阶非对称微分方程边值问题的唯一性。 对于对称情形,传统的处理方法是利用Thichmarsh,E.C.的函数论方法与亏指标理论。而当方程为非对称时,上述方法会有些困难。但若通过构造某个特殊的与(?)λ有关的内积,并利用内插不等式及Opial不等式,则非对称情形能被容易地处理且得到许多唯一性的结果。     

不确定串联非线性系统具有L2增益的鲁棒自适应控制

研究了一类含有未知参数和干扰的串联非线性系统H∞鲁棒自适应控制问题。结合H∞控制和自适应控制，基于李亚普诺夫函数递推设计方法设计了H∞状态反馈自适应控制器，并且得出了控制器的精确解，避免了求解HJI不等式设计控制器的困难。该控制器不仅保证闭环系统ISS稳定，而且使得系统对于所有允许的参数不确定从干扰输入以可控输出的L2增益不大于给定的值。仿真结果表明了所设计的控制器的可行性和有效性。     

内乘波式进气道与内型侧压式进气道性能分析(英文)

采用内乘波进气道技术设计了一个马赫数6进出口均为矩形的高超声速进气道。设计基于一种优于传统方案的基本流场(ICFC型),使用流面追踪和激波切割方法生成进气道三维造型。为了开展对比研究,选择了典型的侧压式进气道为参照,本文进气道设计马赫数、进口形状、收缩比等都与该侧压式进气道相同。数值模拟结果表明,内乘波式进气道的各项性能参数都不低于侧压式,多数性能(如流量捕获系数、总压恢复系数、动能效率等)比侧压式都有提高。对比设计工况的性能分析也显示内乘波式进气道性能明显优于侧压式,且在所考察的各工况下都能捕获超过91%的来流。研究证明了有效利用三维压缩来进行特定设计的内乘波式进气道是一种性能优秀的定几何高超声速进气道,尤其在改善流量捕获能力方面特别突出。     

谐波传动齿啮式输出啮合参数的优化设计

根据谐波传动齿啮式输出刚柔轮齿的啮合特点，建立了一种同时考虑啮合侧隙和啮合效率的齿啮式输出啮合参数优化设计的数学模型。该模型有７个变量、２个目标函数、３个等式约束条件和７个不等式约束条件，优化方法采用罚函数法。文中对优化实例的结果进行了分析，得出了通过适当提高径向变位系数和他齿高可改善轮齿啮合性能的结论。文中提出的理论和方法为齿啮输出式谐波传动的啮合参数设计提供了依据。     

Aczel术等式新证法及其推论

本文对文[1]中Aczel不等式给出了两种新证法,并得出一个推论。     

2-赋范空间的标准正交

本文对2-赋范空间中的标准正交进行了一定的讨论,并给出了2-赋范空间的Bessel不等式。     

阻尼结构振动问题特征值定位的一个定理

本文的主要结果是得出了矩阵B—ωA(其中B为对称正定矩阵,A为Hermite矩阵)的首主子式具有类似于Sturm序列的性质,从而建立了求解阻尼结构振动方程M(?) C(?) Kq=0特征值问题的行列式查找法的理论基础,改正了K.K.Gupta在文献[1]—[5]中的错误提法。     

混合级联式中频逆变器控制策略

针对高功率密度航空中频逆变器研制要求,采用混合级联式多电平逆变器的方案在减小输出滤波器的重量和体积上有显著优势,同时还能保证较好的输出特性和减小电磁干扰。本文对2H混合级联结构传统混合调制工作原理及存在的功率倒灌问题进行了详细分析研究,获得倒灌功率大小与主要参数的关系,为消除功率倒灌问题采用了单极性载波层叠调制方法,并对单极性载波层叠调制混合级联逆变器调制原理和输出特性进行了分析,并通过仿真进行了验证。     

多层夹心式压电振动换能器机械模态参数计算

纵向多层夹心式压电振动换能器在超声振动的广泛应用中显示了不少优点,但其机械谐振频率计算公式还不一致,本文就此提供这种多层夹心式压电振动换能器在几种边界条件下机械模态参数的计算方法和一般公式,并进行讨论。     

高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析

对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析，就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较，计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征，随着来流马赫数的减小，激波角增大，压缩波在通道内的反射次数增加，而强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时，在等直隔离段入口出现喉道截面，进一步减小来流马赫数，流量阻塞，引起压力升高，波系向进口方向移动，波后出现亚声速流场，进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时，由于波后分离包的存在，在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。     

基于观测器的分段仿射离散系统H∞控制

针对分段仿射离散系统,提出一种基于观测器的H∞控制器设计方法。采用分段二次Lyapunov函数构造耗散不等式,以保证闭环系统的稳定性和H∞性能。通过椭球体近似逼近凸多面体形式的作用域,并借用奇异值分解技术处理矩阵等式约束,从而把H∞性能指标最小化问题转化为线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)描述的凸优化问题,并运用LMI工具箱求解。最后通过仿真实例说明所提方法的可行性。     

内转式进气道与飞行器前体的一体化设计综述

飞行器前体/高超声速内转式进气道的一体化设计已经成为吸气式高超声速推进系统研究的一个热点。从气动设计角度分析了高超声速内转式进气道及其与飞行器前体的一体化设计方法。内转式进气道的设计方法主要包括直接流线追踪方法、基于均匀来流的吻切流设计方法和基于前体非均匀来流的内转式进气道设计方法。基于内转式进气道的一体化设计主要包括正对来流的独立进气方式以及利用前体预压缩进气方式两类，结合内转式进气道的设计方法对这两者进行了深入分析。根据分析，基于均匀来流条件的内转式进气道的设计方法得到了深入发展，但还有必要进一步发展非均匀来流条件下的设计方法以提升一体化设计的灵活性；此外，随着内转式进气道设计方法的深入发展，一体化设计也将得到进一步发展。     

滚转偏航力矩与偏航转动侧力动导数的分析与计算

本文研究了全机的滚转偏航力矩与偏航转动侧力动导数(即m(?)与C(?))。在分析综合现有主要参考资料的基础上,进一步讨论了上述两个动导数的物理成因,并提出了改进的亚音速情况下全机m(?)和C(?)的计算方法。本文方法的计算结果与实验数据相比,符合得较好。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验.实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布.结果表明:迎角的增大和来流马赫数的减小都会对迸气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用.     

用多幅照片求取机翼面积率的方法

与传统的查找表法不同， 本文提出利用一般光滑物体表面反函数的近似公式来获得反射率图，并根据图像照度等式建立一个关于表面梯度的非线性方程组，通过求解这一方程组可以得到物体的表面梯度，从而得到物体（如机翼）表面方向。并用此方法来计算机翼的面积率。     

多时滞非线性Lur’e控制系统的绝对稳定性

研究了多时滞非线性Lur’e控制系统的绝对稳定性。基于Lyapunov-Krasovskii泛函,Moon不等式和线性矩阵不等式方法,本文以LMIs的形式提出了一个使多时滞非线性Lur’e控制系统绝对稳定的时滞依赖型新判据。最后给出的数值仿真表明判据的有效性和可行性。     

第五章 不平衡式容积液压振动器

不平衡式容积液压振动器是直接和容积式液压马达,或经过传动装置与液压马达相联系的不平衡系统。和所有不平衡式液压振动器一样,这些振动器由于构造简单、体积小、重量轻的优点,作为振动机的驱动装置获得了广泛应用。借助于这种振动器可得到振动机工作构件的圆周振动和定向振动。目前,液压振动器结构的嵌入式方案得到了最广泛的应     

英式奢化 简约的生活态度

源自伦敦的REPUBLIC&CO.是一个结合时装与艺术的品牌,简约而奢华的打造Young Professional形象,不跟随流行。品牌以合宜随性的设计,结合沉静清晰的色调,展现截然不同的风格,提供穿着者有别于绚丽