双线性模型的统计分析

一、模型及问题假定观察值向量y的期望值E(y)与协差阵V(y)均线性地依赖于未知参数,这样的模型我们称它为双线性模型。如果y是正态分布的,就称为正态双线性模型。如何估计这些未知参数,在正态条件下,如何进行假设检验,这些问题都是典型的统计问题。下面我们用数学形式来描述它。假定 E(y)=C θ C是已知的,θ未知, n×1 n×k k×1, (1,1) V(y)=sum from i=1 to t(ξ_1V_1),V_1’=V_1, i=1,…,t是已知的, ξ_1均为未知。     

线性模型参数估计的容许性及其在定轨中的应用

本文从统计决策角度重新认识估计问题,并由此引出容许估计的定义。对于线性模型(Y,Xβ,σ~2I),证明了在MSE准则下,可估函数Cβ的最佳线性无偏估计(BLUE)是线性估计类中的容许估计。因此,线性估计类中优于BLUE的估计不存在,或者说,优于BLUE的估计只能从非线性估计类中去寻找。目前,线性模型参数估计方法的改进;主要是基于最小二乘方(LS)的压缩估计,如James-Stein估计、岭估计、主成份估计等,本文将其统一到如下广义压缩LS估计b_(GS)(A)模式中: b_(GS)(A)=PAP’b_(LS) 其中,A=diag(a_1,…,a_P),0≤a_1≤1,i=1,…,p;P为单位正交矩阵使 P’X’XP=diag(λ_1,…,λ_P)=Λ且λ_1≥λ_2≥…≥p>0 本文还从理论上证明了对适当的对角阵A,广义压缩LS估计b_(GS)(A)具有优干LS估计的性能(MSE准则下),并导出最佳A的表达式(最佳的A与未知参数β有关)。作为实例,本文将Jame-Stein(JS)估计用于飞行试验轨道的估计,引入“累积平方误差”后,将JS估计与LS估计作了比较,表明JS估计优于LS估计。     

涡扇发动机自增益调度H_∞控制器设计

对可以用LPV(线性变参数)系统表示的涡扇发动机对象,将其凸分解为多胞表示,利用多胞特性将整个控制器设计转化为对胞体顶点控制器的设计。然后利用LMI(线性矩阵不等式)方法,对多胞的各顶点设计具有单一Lyapunov函数满足H∞性能且极点在给定区域的输出反馈控制器,综合顶点控制器得到具有同样多胞结构的全局连续变增益控制器。通过与一般的PID控制器进行对比验证了此控制器的有效性。      

LY12CZ铝合金铆接件微动损伤防护技术研究

 本文详细地分析了LY_(12)CZ铝合金铆接件微动损伤的微观特征以及各种搭接表面处理方法对疲劳强度的影响。试验结果表明:对搭接表面采用恰当的处理方法,铆接件的疲劳寿命一般均有不同程度的提高,其中,胶铆结构的采用是防止铆接件产生微动损伤的有效措施。当轴向交变应力σ_(max)=125MPa以下时,胶铆试件的疲劳寿命比干涉铆接的疲劳寿命提高60％以上。     

监测功率晶体管的V_(BE)实现过流保护的研究

监测 V_(BE)参数作为功率晶体管过流保护的取样信号是一种新方法。本文用实验验证了 V_(BE)在一定范围内是随 I_C 的增大而线性地增大的,其平均变化率不超过0.038V/A。根据此方法设计的保护电路用于单个晶体管时,也能对过流起到安全保护的作用,并用实验得到证明。     

基于混合区域极点配置的航空发动机全包线鲁棒变参数控制器设计

针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。     

一种应用于混合H_2/H_∞飞行跟踪控制的扩展LMI方法(英文)

Lyapunov变量和系统矩阵之间的耦合导致混合H2/H∞飞行跟踪控制器设计问题非凸。借助于扩展LMI方法,非凸优化问题被转化为凸的线性矩阵不等式(LMI)表达式。通过引入松弛变量,上述的耦合得以消除。而且,一个充要条件被证明成立以求解混合H2/H∞飞行跟踪控制器,该控制器不仅能够稳定被控系统,并且能够保证系统在正常和故障情况下均满足混合H2/H∞性能指标。这种新的扩展LMI表达式提供了额外的自由度去求解非凸优化问题,并减小了控制器设计的保守性。关于ADMIRE模型的仿真结果说明这种扩展LMI方法的优越性。     

常系数线性微分方程组的矩阵解法

常系数线性微分方程组=azi戈l+azZ%2+”’+az。劣,=a21义z+aZ艺%2+”’+aZ,%,(1)崖曦一击..........................……=a,z劣z+a,2戈2+二‘+a,,戈。的求解方法,通常可以用消元法将方程组化为一元的高阶微分方程d”戈,‘d”一1%,丽护+”,习户二一+’‘’+”声,一”来求解。但是,当”比较大时,消元的手续比较麻烦。而且,解,,,二2,…气中各项的系数关系也很难确定。如果利用矩阵来求解,问题就简单得多。 引入矩阵/all a12‘’‘al。1 aZza22‘”aZ,一饭2一\a,1 aoZ‘”a,,微分方程组(1)可写成矩阵方程 d 斗x=Ax d厂-一 设(2)式有形如x=蛋…     

基于SIFT的鲁棒的宽基线特征点匹配计算(英文)

本文提出了一种鲁棒的宽基线特征点自动匹配算法,该算法基于Scott邻近矩阵,可以在多种宽基线图像中找到更多的正确匹配点对,并且具有较高的准确率。针对宽基线条件下Scott邻近矩阵存在的缺陷,首先在特征检测中引入具有尺度旋转不变性的SIFT描述子,用其距离来度量特征之间的相似程度;然后再使用尺度和方向自适应的归一化互相关(ASO-NCC)以增强对应矩阵的匹配测度。因为SIFT仅对线性光照变化具有不变性,所以使用ASO-NCC不但具有尺度旋转不变性,而且使得对应矩阵对于一般光照变化具有更好的鲁棒性。新算法同时避免了Scott邻近矩阵中使用的点对间的空间位置距离度量,该度量是宽基线匹配中产生错误匹配的主要原因。通过实验表明,该算法对于存在较大的尺度、旋转、亮度等宽基线变化的图像序列,相比其他方法,能够自动获得更多的正确匹配点对和较高的准确性,该算法对视角和仿射变换也有一定的鲁棒性。     

星间光通信终端粗瞄系统鲁棒非脆弱H∞控制

 光通信终端粗瞄控制系统设计对通信链路的建立有重要影响。本文对潜望式粗瞄伺服机构在外层空间受到的力矩扰动进行了分析,由于其变化规律复杂,将其作为低频有界扰动附加于无刷直流 (BLDC)电机上,推导了有界无结构摄动情况下的终端控制对象模型;引入非脆弱状态反馈设计,确保在控制器参数漂移时闭环系统仍具有二次稳定性;利用线性矩阵不等式(LMI)方法,获得了二次稳定条件下的干扰抑制和防止执行器饱和的非脆弱控制器条件;最后对光通信终端的无刷直流电机模型进行分析,利用MATLAB完成粗瞄控制器的解算。仿真表明闭环系统在摄动下具有二次稳定性,对干扰有抑制力,其反馈控制量能满足预防饱和的设计要求。     

持续推进地球轨道转移的直接优化方法(英文)

对于一大类时间最省(单次推进)和燃料最省(多次推进)的中等推力水平持续推进地球轨道转移问题,本文给出了一种系统的直接优化方法。首先,对于具有倾角和偏心率的目标轨道,我们介绍了一种惯性坐标转换方法得到更具一般性的末端约束条件。这个转换避免了逆行赤道轨道对春分点轨道根数引起的奇异,同时也提高了求解优化问题的收敛性。多次打靶法在本文中也得到了应用,给出了针对不同形式的轨道转移如何分配多次打靶变量的方法。基于惯性坐标转换和多次打靶法,最优控制问题转换为利用非线性规划法求解的参数优化问题。本文给出了单次推进时间最省以及多达12次推进燃料最省的轨道转移仿真结果,所有收敛结果均以简单定义的初值迭代得到。最后,我们讨论了利用模型预测控制进行自主制导的潜在方案。     

地效飞行器重量估算方法

根据地效飞行器(WIG)的特点确定了3类地效飞行器的任务剖面,分析其与一般飞行器任务剖面和相关性能的异同点以及重量估算方法的适用度。通过现有地效飞行器数据和资料的整理,研究其起飞重量与空机重量以及其他各项参数的统计关系。比照一般飞行器重量估算的燃油系数法,确定地效飞行器各任务阶段的燃油系数及其相关计算过程中选择参数的修正。通过数据分析计算起飞重量和空机重量估算中的线性回归值,形成适用于各类地效飞行器的重量估算方法及其推荐经验系数。验算结果证明,A类和B类地效飞行器重量估算结果与实际产品基本相符,C类由于缺乏足够的统计数据,因此难以验算,但实际工程设计应用结果与经验类比法得到的重量估算结果基本一致,表明研究结果能够满足总体设计阶段重量估算的任务要求。     

关于测试147铝合金焊接接头σ_(0.2)的初步探讨

前言 焊接接头的力学性能是检验焊接质量,筛选焊接工艺的重要参数之一,也是有关设计的重要依据。有关单位多次提出要求测试焊接接头的σ_(0.2),但目前对焊接接头σ_(0.2)既无明确定义,也没有标准测试方法。 为了配合有关单位的焊接工艺筛选,曾     

拉深多阶梯圆筒形零件毛料的计算

壁部无变薄的拉深零件,在拉深过程中引起材料厚度的变化,在计算毛料的展开尺寸时,一般可忽略不计。毛料的展开尺寸按毛料与成品零件面积相等(加切边余量)的原则确定。在计算零件毛料的展开尺寸时,须考虑到:1.计算的展开尺寸要精确;2。计算的方法要简便。这对于节约原材料,提高工作效率都有重要意义。 从各种技术手册和冲压资料中,只能查到二个阶梯的圆筒形零件毛料直径的计算公式(D毛=(d_2~2+4(d_1h_1+d_2h_2))~1/2),图1所示。     

ZJy-1D型高效开关稳压电源

一般的稳压电源属于连续控制型,调整元件工作在特性曲线的线性放大区,在工作过程中,调整元件要耗散较大的功率。如LPH型无汞压力计,其工作电压是直流20伏,工作电流为2安,则变压器输出至少要26伏,即 P耗>(26-20)×2=12(瓦) 即调整管的功率要耗散负载功率的二分之一以上。 由此可见,线性稳压电源的效率很低。近年来,由于电子工业的迅猛发展和自动化程度的日益提高。精密、高功能的电子设备不断涌现,要求电源的输出功率大、体积小。在这种情况下,设法提高稳压电源的效率便显得更加重要。如果使调整管处于开关状态,则电源的效     

Ti/Al/Ti_(46)Zr_(26)Cu_(17)Ni_(11)非晶层状复合材料界面相组成

利用DSC对真空甩带法制得的Ti_(46)Zr_(26)Cu_(17)Ni_(11)非晶薄带进行热分析,据此选择在693 K(T_g),753 K(T_g~T_(x1)),813 K(T_(x1))下对非晶合金进行不同时间真空热处理,分析非晶晶化行为,并以Ti_(46)Zr_(26)Cu_(17)Ni_(11)非晶合金、TA2和纯Al为原材料,利用Gleeble-3500热模拟试验机在873 K/10 MPa/8 h下制备层状复合材料,采用SEM、TEM、显微硬度计并结合热力学和元素扩散理论对界面层相组成、析出次序和性能进行研究。结果表明:Ti_(46)Zr_(26)Cu_(17)Ni_(11)非晶玻璃转变温度T_g=720 K,初始晶化温度T_(x1)=788 K;非晶晶化首先生成亚稳相I相,随后进一步析出三元或四元Laves相和Ti Ni相;热压后,纯Al和非晶晶化层间界面由薄层Al_3Ni和晶粒细小结构均匀的Al3(Ti0.6Zr0.4)层组成,界面平直无缺陷,总厚度与纯Ti、纯Al间界面层厚度比约为6.5∶1;Al_3(Ti_(0.6)Zr_(0.4))和Al_3Ti硬度相近,分别为(564.20±10.46)HV和(579.83±15.26)HV,但Al_3(Ti_(0.6)Zr_(0.4))层塑性更好。     

基于模糊虚拟力的无人机航路规划方法(英文)

给出一种新颖的模糊虚拟力(FVF)方法用于复杂环境下的无人机航路规划问题。首先,利用混杂系统理论对基于虚拟力的规划方法进行完整的数学建模,给出对应的最优求解方法。采取定步长法迭代来降低计算代价并对规划的可达性条件进行了证明,用贝叶斯网络和模糊逻辑推理自适应地设置合理的规划参数,以应对战场态势的变化,提出威胁合并法解决虚拟力法的局部极小问题。仿真验证表明FVF的可行性和实用性。将FVF与A*算法进行比较,结果表明FVF能够满足无人机在线航路规划的实时性需求。     

煤油超燃冲压发动机两相流场数值模拟(Ⅰ)数值校验及总体流场特征

针对一种带三维导流型凹槽的煤油超燃冲压发动机,考虑两相(颗粒随机轨道方法)、湍流(Menter的SSTκ-ω模型)和多步燃烧机理(代用燃料C12H23的17组分30步化学反应机理),对飞行马赫数M0为4和6的典型工况开展了初步数值研究。结果流道壁面压强分布与试验值取得了较好的吻合,不过M0=6工况的第一凹槽组附近的存在约23％的数值误差。给出了误差原因。进一步分析表明(1)M0=6工况的分段燃料喷注对整体燃烧产生了有利影响,导致了较高的燃烧效率。(2)M0=4工况采用了不合理喷注参数,结果煤油穿透深度不足,获得了较低的燃烧效率。(3)三维导流型凹槽附近的湍流效应明显,对掺混产生了有利影响。不过超声速主流的湍流强度远大于亚声速主流情况。     

煤油超燃冲压发动机两相流场数值模拟(I)数值校验及总体流场特征

针对一种带三维导流型凹槽的煤油超燃冲压发动机,考虑两相(颗粒随机轨道方法)、湍流(Menter的SSTk ω模型)和多步燃烧机理(代用燃料C12H23的17组分30步化学反应机理),对飞行马赫数M0为4和6的典型工况开展了初步数值研究。结果流道壁面压强分布与试验值取得了较好的吻合,不过M0=6工况的第一凹槽组附近的存在约23%的数值误差。给出了误差原因。进一步分析表明(1)M0=6工况的分段燃料喷注对整体燃烧产生了有利影响,导致了较高的燃烧效率。(2)M0=4工况采用了不合理喷注参数,结果煤油穿透深度不足,获得了较低的燃烧效率。(3)三维导流型凹槽附近的湍流效应明显,对掺混产生了有利影响。不过超声速主流的湍流强度远大于亚声速主流情况。     

非晶合金超快激光去除行为和切割质量试验研究

采用脉冲宽度为250fs激光对厚度为70μm的Zr–21Cu–4Al–1Ti(ZT1)非晶态合金进行表面去除、切割加工等试验。结果表明,超快激光与ZT1非晶合金交互作用有非热熔性和热熔性两种去除机制,两种去除机制对应的去除阈值分别为0.17J/cm~2和2.15J/cm~2。切割质量与能量密度密切相关,在激光能量密度超过热熔性去除阈值的较大参数范围(2.2J/cm~2F_012.8J/cm~2),可以获得无附带损伤的切割边缘,这与超快激光高斯能量分布特征和去除材料的阈值密切相关。