基于神经网络的旁路活门自适应控制

ＦＬ－７风洞旁路活门非线性控制系统稳Ｍ数神经网络自适应控制中的网络拓扑结构，权值调整，自构性学习，及其实现方法表明，整个系统控制性能优良，不仅控制精度高，而且节省燃油，可靠性性能良好。     

控制增稳系统与机械操纵系统交联仿真研究

首先建立了控制增稳系统（ＣＡＳ）与机械操纵系统（ＭＣＳ）的交联耦合模型，通过对某机飞行操纵系统数学仿真与铁乌台架实测曲线比较，验证了它的正确性；然后对某机中存在的交联振荡进行了分析，通过分析发现了影响振荡的最关键的系统参量为操纵系统后段质量和ＣＡＳ控制权限；最后提出了减缓振荡的办法，找出了产生振荡的根源。     

基于人工神经网络的6σ质量控制

介绍了以连续合格品数为控制对象的方法以及实现该方法的神经网络核心技术.仿真数字表明,该设计训练速度快,估计的精度高,灵活性强,适用于在线实时监控.     

某机横侧向增稳系统控制律的设计

结合某机横侧向增稳系统控制律的设计作为实例，分析了飞机横侧向增稳系统反馈参数的选择及其对飞行品质的影响。给出了经试飞验证后的控制律参数的选择结果，并对有无增稳系统时飞机的横侧向飞行品质进行了对比，得出了横侧向增稳系统可以明显地改善飞机的荷兰滚模态品质，使之达到１级品质要求的结论。     

ABBAMPL语言及其编程特点

ＡＭＰＬ语言是ＡＢＢＯＣＳ控制系统专用的、用于过程控制的、以图形表示的功能模块语言，它通过数据库来完成程序与过程信号的数据交换，具有功能强、简捷易学、编程速度快的优点，本文分析了ＡＭＰＬ语言的组成结构，介绍了其编程特点及方法步骤。     

CVD金刚石──上乘的衬底材料

ＣＶＤ金刚石──上乘的衬底材料功率电子ＭＣＭ（多芯片组件）．工作中热负荷严重，可高达数十Ｗ或数百Ｗ，这给系统不断小型化带来了困难。美国的Ｓａｎｄｉａ国家实验室，开发了用ＣＶＤ金刚石作为ＭＣＭ的衬底，较好地解决了这个问题。用ＣＶＤ法制得的人造金刚石的导...     

导弹控制系统设计方法研究

以导弹纵向通道为例，给出了导弹的过载控制模型，研究了以下三种控制方法：传统PI／角速度反馈控制、变结构控制器和自适应控制，进行了仿真计算。通过比较，可得如下结论：传统PI／角速度反馈控制结构简单、工程上易于实现，但系统响应速度慢，且鲁棒性较差；滑模变结构控制响应速度快，但很容易产生颤振；自适应方法的响应速度快，鲁棒性能较好。     

MIS设计中的流控制分析

ＭＩＳ设计中,建立基于流控制的优化算法,对事务处理系列工作流及其蕴含的信息流和数据流在有条件的状态控制下进行归并。本文着重介绍了流控制模型和算法的建立,分析控制条件和控制状态态,并介绍了基于流的“状态驱动”事件处理的模型和算法,旨在优化ＭＩＳ系统的设计,消除冗余信息,提高系统的数据一致性和完整性。     

飞控系统模糊控制器设计及稳定性分析

建立了飞控系统的Ｔａｋａｇｉ－Ｓｕｇｅｎｏ（Ｔ－Ｓ）模糊模型;给出了设计模糊状态反馈控制器,保证闭环系统全局渐近稳定、具有一定衰减率稳定的两个充分条件;提出了采用线性矩阵不等式（ＬＭＩ）方法,将该充分条件转化为对线性矩阵不等式族寻求ＬＭＩ可行解的凸优化问题,得到了稳定性分析和模糊状态反馈控制器设计的新方法。仿真结果表明,所提出的设计方法方便有效,控制器鲁棒性好。     

飞行控制系统的演变

本文介绍了飞控系统从阻尼器，增稳系统、控制增稳系统到电传操纵系统的发展过程，并分别介绍了这四种飞控系统形式的典型控制律及主要功能，最后总结了它们的特点。     

M∞=1附近轴对称Euler方程的跨声速计算

本文综合应用近似因子分裂法，矢通量分裂法及ＮＮＤ格式的离散思想，对轴对称Ｅｕｌｅｒ方程构造了一种修正的隐式格式，对球柱及多截锥旋成体在Ｍ∞＝１附近跨声速绕流情况进行了计算，与其它方法比较，本方法具有收敛速度快、精度高的优点。尤其对Ｍ∞＝１时的跨声速绕流情况，上述优点就显得更加重要。     

先进跨声速风洞的设计技术

合理地设计当代跨声速风洞的稳定段，第二喉道，多喷嘴引射器，特殊的排气系统以及回流道等，对风洞获得低的噪声和低的湍流度，实现经济的增压运行、低的耗气量以及有效地控制和稳定试验段Ｍ数、降低风洞运转Ｍ数下限等都能起到显著的作用。     

某涡喷发动机防喘控制的试验研究

介绍了某涡喷发动机针对武器发射的防喘控制系统的试验研究,包括发动机在进口温度瞬变条件下稳定工作边界的试验、短时增稳防喘系统控制规律的优化、飞行试验验证和对试验结果的初步分析。     

一种模拟喷管二维流场的新方法

采用ＳＩＭＰＬＥ方法对固体火箭发动机喷管进行了纯气相流场的数值模拟。推导了建立在同位网格之上利用协变物理速度分量为计算变量的离散方程，采用协变物理速度分量推导压力修正方程，对密度采用一阶迎风格式插值，将ＳＩＭＰＬＥ方法扩大到计算可压流动。计算结果表明：本方法计算精度高，收敛速度快，程序编写简单。     

未来空中导引系统GPS／MLS

本文简略地分析了比较了ＧＰＳ和ＭＬＳ在经导飞机进的着陆的技术性能和差异，表明ＧＰＳ目前在精密进近着陆方面有诸多技术问题尚未解决；还不能完全取代ＭＬＳ，同时也指出美国政府的现行ＧＰＳ政策是包括中国在内的发展中国家使用ＧＰＳ的最大障碍。     

FMS刀具管理技术的研究

论述了ＦＭＳ刀具管理与ＦＭＳ生产制造之间的相互关系。通过分析ＦＭＳ生产过程中刀具的分布状况和研究ＦＭＳ的刀具流动特点，提出了一套高效，可靠的ＦＭＳ刀具管理方法。     

高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究

以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比，在Ｍ＝６时，比冲增加二倍以上，与亚燃冲压相比，发动机内静温，静压低，从而减轻了结构强度负荷，简化了结构设计。这种巡航飞行器飞行速度快，突防与生存能力强，具有更大的作战能力。     

炮风洞中进行高温喷流底部热流,压力测量试验

本文介绍了在北京空气动力研究所炮风洞Ｍ数为６、７、８的气流中进行具有高温喷流的模型底部热流和压力测量试验的有关试验技术，试验结果表明底部对流热流和压力测量值随外流Ｍ数增大而减小，他们都大于无外流时的测值。辐射热流不受外流影响。     

多功能时序控制器的研制

时序控制器的主控板是利用ＭＣＳ－５１系列中的８０３１，ＥＰＲＯＭ２７６４，ＲＡＭ６２６４以及锁存器７４ＬＳ３７３等构成了单片机的最小应用系统，在此基础上，加上少数外围电路组成的控制板，４×４矩阵键盘，４位ＬＥＤ显示器等组成。其特点是采用模块式结构。同一模块采用不同的软件，就可实现不同的功能     

波音着手低成本高超音速导弹项目

美国防部预研局（ＤＡＲＰＡ）已决定将这种高超音速导弹的方案返回到波音公司提出的“乘波”外形设计，放弃该公司的双燃烧冲压喷气发动机方案，国防部官员认为前者的技术更为前卫，ｌ而且与后者相比不仅速度快，射程和载荷量也提高很多。它可以在不足１０分钟的时间内攻击一个ｌｌｌｏ千米以外的目标。该导弹采用２台火箭助推器使这种升力体加速到Ｍ数４一５时这时超音速冲压喷气发动机点火工作，在飞行中导弹将燃烧可以转化为氢的重油，一旦开始加热便触发这一转换处理，使气体进人进气道，所释放的氢被送人燃烧室。这种采用ＧＰＳ制导的…