一种小推力轨迹优化的改进方法

针对小推力轨迹优化这一难点和热点问题,提出了一种在直接法的基础上进一步提高优化结果的改进方法。分析了直接法在离散后存在求解维度较高的不足,借鉴了间接法推导出的最优解必要条件,提出了推力仅取最大值或零的取值改进方法。通过多次优化计算,根据产生速度增量需要的能量来确定推力和追击时间的取值范围,缩减了直接法的求解维度。最后进行了数值仿真,改进方法计算得到的优化指标高于直接法结果,表明该改进方法优于直接法。     

Wilkinson定理扰动界的改进估计

Wilkinson定理是代数特征值问题中的一个经典定理,文章给出了Wilkinson定理的结果中关于扰动矩阵上界的另一种估计形式,并指出该形式对Wilkinson定理具有一定的改进。     

基于改进滑模速度控制器的永磁直线同步电机直接推力控制

针对永磁直线同步电机(PMLSM)直接推力控制中存在的超调量大、抗负载扰动能力差、响应速度慢等问题,提出了一种改进的滑模控制速度调节器。该算法中滑模控制趋近律的设计在等速趋近律的基础上引入加权积分型增益的趋近律,能有效避免系统不在滑动模态阶段时切换增益的增大。仿真结果表明:与传统PI速度控制相比,采用改进后的滑模速度控制器应用在PMLSM直接推力控制系统中,系统速度在负载变化时的响应时间缩短、抗扰动能力明显提升,增强了PMLSM推力响应的抗扰动性能。     

基于粒子群算法和仿真分析的飞机移动装配线平衡研究

针对飞机移动装配线平衡问题,提出一种改进的逆向差分粒子群算法,采用一种基于作业优先图的随机权重排列编码方法来表征问题的解,通过随机权重零入度排序算法进行解码将粒子编码映射为可行解,直接采用逆向差分变异算子更新粒子位置。为加速算法收敛,采用随机权重法和逆向位置法来初始化种群并在迭代过程中执行种群进化停滞判断及变异扰动策略。结合实际飞机脉动线项目应用本方法进行了设计,并在离散事件仿真平台Plant Simulation上建立了模型,通过仿真验证了本算法的有效性。     

加油机尾流场建模与仿真分析

提出了等效气动效应法,建立了加油机尾流场的等效扰动模型。等效气动效应法采用逐点积分方法和加权平均方法,将尾流的影响等效为受油机运动方程直接可用的平均风速度和风梯度。对不同状态下受油机所受尾流的扰动作用进行了仿真。结果表明,扰动模型与实际情况比较符合。     

轴流压气机失速初始扰动形式的实验研究

对一单级轴流压气机的旋转失速发展过程进行了实验研究。应用SFC分析方法识别出失速的初始扰动有旋转波和小失速团两种形式,并且发现,压气机结构型式对失速的初始扰动形式有很大的影响。单级压气机与弧立转子相比,其失速初始扰动形式更为明显地表现为旋转波扰动。      

采用定子电流与扰动观测的永磁同步电机改进预测电流控制

提出了一种采用定子电流和扰动观测补偿的改进预测电流控制(PCC)算法。理论上永磁同步电机PCC具有优异的控制性能,但现实系统中离散采样延时与电磁参数时变等问题使得原理上基于模型的预测电流控制器的控制品质严重恶化。设计了龙伯格(Luenberger)状态观测器实现对定子电流与参数扰动的观测,并应用于补偿和改进经典的无差拍预测电流控制器。将观测到的当前时刻的定子电流替代当前时刻的采样电流用于反馈控制,以补偿采样延时;运行过程中电磁参数的变化使得模型参数失配,其影响以电压扰动的形式被观测出来,并补偿到预测控制输出的电压指令中。仿真和试验结果验证了所提方法的有效性。     

平板边界层中展向波包型扰动引起的转捩

过去在平板边界层转捩及湍流的研究中,主要考虑的扰动在展向是均匀分布的,这样有利于研究,但在实际问题中扰动形式是多样的,边界层可能是三维的,扰动在展向是不均匀的。对于以往研究的扰动来说,三维平板边界层中的展向非均匀扰动是比较复杂的扰动形式,更接近自然转捩,因此研究这种扰动引起的转捩和湍流具有重要的实际意义。基于此,针对平板边界层,控制方程为无量纲化的Navier-Stokes扰动方程,时间上采用三阶精度的差分格式,空间上展向采用伪谱方法,流向和法向采用高阶精度差分格式,应用数值模拟的方法研究了小幅值和有限幅值展向波包两种情况。通过数值模拟和线性稳定性理论分析小幅值波包的演化,得到了小幅值波包的演化符合线性稳定性理论(LST);分析了有限幅值的展向波包型扰动引起的转捩和湍流,描述了物理空间和谱空间中波包型扰动的演化特征;同时针对不同展向位置进行分析,结果表明不同展向位置的转捩位置不同,但转捩过程和特征是类似的。     

基于支持向量机的多类分类算法综述

作为一种新兴的机器学习方法,基于统计学习理论的支持向量机,最初是用来解决二类分类问题的。对于实际中主要遇到的多类分类问题,目前常用的两大类改进推广方法为"分解—重组"法和"直接求解"法。文章对二类方法进行了介绍和分析,指出其优缺点和未来的改进方向。     

日本开发大量生产碳纳米管技术

日本先进工业科学及技术(AIST)开发了一种大量生产单壁碳纳米管的方法,可将效率提高100倍。方法是改进称作直接注射热解合成法的传统合成法。传统法是将含碳材料、催化剂及     

六自由度飞行实时仿真和功率谱法比较

大气紊流是飞机巡航状态中影响飞机运动的主要大气扰动现象,以奖状飞机和波音747为例,研究飞机受大气紊流影响所产生的飞行姿态变化。使用了两种方法进行飞行仿真,一种是基于六自由度飞行力学方程的实时仿真法,另一种是基于线性化小扰动方程组的响应频谱法。通过与试飞数据进行比较,分析两种方法的优缺点。研究表明,六自由度飞行实时仿真可以更好地模拟大型飞机大气扰动下的飞行状态,较准确地表征各项参数变化特性。     

射流破碎的线性不稳定性分析方法

线性不稳定性分析是目前处理柱状射流及复合射流破碎的最常用理论方法之一。该方法基于流体力学基本方程和边界条件,利用线化小扰动法和正则模法开展相关研究,能够成功预测实验中发现的不同流动现象和规律。线化小扰动法的原理是将非线性问题中涉及的物理量分解成零阶近似和小扰动,代入原非线性方程并略去高阶小量,从而使非线性问题转化为一阶近似的线性定解问题。正则模法是将小扰动量分解成一系列模态的叠加(比如Fourier级数形式),使每个模态都满足线性系统,从而将线性定解问题转化为求解广义特征值问题。正则模法适用于具有对称性的流场,根据小扰动的演化情况,可以分为时间模式、空间模式和时空模式。本文回顾了射流及复合射流线性不稳定性分析方法的主要内容和具体实施步骤,并选取流动聚焦这一代表性的微细射流生成技术,概述了线性不稳定性分析方法在实际中的应用,最后对已取得的相关成果进行了总结。     

基于自抗扰控制的拦截弹姿态控制系统设计

针对采用气动力/直接力复合控制的拦截弹姿态控制问题,提出一种基于自抗扰控制技术的姿态控制系统设计方案。给出俯仰通道短周期扰动运动方程,分别建立了气动力子系统、直接力子系统的二阶积分数学模型。根据建立的数学模型,分别针对气动力子系统、直接力子系统设计了自抗扰控制器。为了有效协调气动力/直接力的复合控制,给出一种加权指令分配方法。仿真结果表明,提出的设计方法能够获得较好的动态响应性能,控制器具有较强的鲁棒性。     

FS-SEA柔性臂改进的反馈计算力矩控制方法

对于基于FS-SEA(力源串联弹性驱动器)的柔性关节机械臂,当其动力学模型已知时,反馈计算力矩法是一种非常直观的控制方法。但是对于一个动力学参数难以精确确定,并且可能受到冲击扰动的系统来说,传统的反馈计算力矩法难以进行稳定地控制。在传统的反馈计算力矩法基础上,提出了一种改进的控制方法。通过在控制律中引入自适应补偿项,保证了控制系统在机械臂动力学参数或所受外力无法精确估计情况下的渐近稳定性;通过在系统的加速度指令之后引入低通滤波环节,大幅度增强了控制系统抵抗外部冲击的能力。仿真实验证明,利用改进的反馈计算力矩法对FS-SEA柔性机械臂进行控制,不仅能够保证系统稳定性,实现高精度轨迹跟踪,而且使控制系统具有很强的抗冲击能力。     

导航问题求解算法中的扰动估算法

本文提出了一种研究线性算法中扰动的方法。许多宇宙飞行保障问题的求解都是线性算法,例如轨道测量数据处理的算法。为了阐明这种方法,对用最小二乘法求得的线性方程组的解的扰动进行了研究。     

积分方程法计算翼型的跨音速绕流

从跨音速小扰动方程出发推导积分方程的过程中,本文用任意形状的封闭曲线C_Q（其极限趋于零）挖去奇点Q,最终得到无奇性（指无穷奇性,不包括Cauchy奇性）的积分方程。 对于跨音速流中的圆头翼型的前缘问题,提出了一种解决办法。 证明了Nixon给出的反演公式对于超临界有激波的小扰动流动也成立。 关于积分方程法中的人工粘性方法,对Sachdev和Lobo提出的方法做了改进。 最后给出了NACA0012翼型在有无升力和有无激波各种状态下的计算结果。比较表明,本方法的计算结果与其它方法的计算结果符合得较好,且计算量很小。     

绕钝前缘翼型定常跨音速小扰动势流的一种计算方法

提高钝前缘翼型的跨音速压力分布计算方法的精度与效率对翼型设计十分重要。国内对跨音速小扰动势流方法进行了研究,但对M_∞>0.8的超临界情况尚未计算。国外文献[3]指出当M_∞>0.9时完全速势方程的一种方法失败了。 本文试图改进经典的小扰动势流方程,探索比较稳定的迭代方法和超松弛方法,以克服超临界流计算常常不易收敛的困难,使小扰动势流计算的应用范围扩大到更高的M     

动力学解耦的改进直接力控制

 提出了一种动力学解耦的改进直接力控制技术,通过对传统直接力控制技术的改进,引入翼面气动力闭环控制回路,使空气动力学模型与刚体动力学模型分离,避免了空气动力学模型的不确定性和非线性耦合对控制系统的影响,并针对建模精度较高的刚体动力学模型进行动力学解耦和控制,在此基础上构建了分层递阶控制系统。根据翼面气动力可控特性分析结果,设计了基于广义逆的控制力分配算法,实现了控制力的有效分配,最后进行了仿真校验。仿真结果表明,基于逆动力学的直接力控制系统可以实现飞行器姿态运动和质心运动的解耦控制,并且具有较强的抗扰动能力和鲁棒性,具有良好的工程应用前景。     

Fourier伪谱方法在不可压缩平板边界层研究中的应用

以三维不可压缩平板边界层为研究对象,扰动形式N-S方程为控制方程,从空间模式的角度,直接数值模拟了三维不稳定T-S波传播的过程.时间离散采用三阶精度混合显隐分裂格式,空间离散则结合Fourier伪谱方法及高精度紧致有限差分逼近,法向采用非等间距网格坐标变换,出口边界条件采用嵌边函数法,程序采用MPI(Message passing interface)并行方法编写.实例验证,该方法计算结果与流动稳定性分析的结果一致.      

非结构动网格生成的弹簧-插值联合方法

 提出了基于弹簧法的两点改进,以解决边界发生大变形时的非结构网格变形问题。为了使边界运动引起的网格变形能更好地由边界传递到内部网格中,提出了一种新的基于Delaunay网格插值的弹簧倔强系数逐层改进方法。为了提高弹簧法的计算效率,引入背景网格和直接插值方法,提出了弹簧-插值法。弹簧-插值法首先生成计算域的背景网格(粗网格),然后由弹簧法求解边界运动引起的背景网格变形,最后利用变形后的背景网格直接插值得到计算网格的变形。算例结果表明：改进后的方法一方面有效地提高了动网格的变形能力和变形后的网格质量;另一方面通过降低弹簧法的求解规模,显著地提高了动网格的变形效率。