参数不确定离散马尔可夫跳跃广义系统的鲁棒输出反馈镇定

讨论了含参数不确定的离散马尔可夫跳跃广义系统的鲁棒输出反馈镇定问题。基于受限系统等价(r.s.e.)变换和通过引入新的状态变量,将所讨论的广义系统等价转换为离散马尔可夫跳跃标准线性系统。通过对转换后的系统进行讨论,得到了使闭环系统正则、因果且随机稳定的鲁棒输出反馈控制器存在的线性矩阵不等式充分条件,该控制器可以是降阶的。最后用一个数值算例说明了文中方法的有效性。     

对LVDSMC方法的改进(英文)

最近,Homolle和Hadjiconstantinu提出了新的粒子模拟方法———LVDSMC方法[1],该方法采用了减少方差的思想从而提高了低速流动问题中的计算效率。本文针对LVDSMC方法提出两点改进:第一,除了方法中原来已采用的偏差粒子,在计算近自由分子流问题时建议额外地采用一些辅助粒子,从而可以约束计算过程中原始算法在生成偏差粒子时计算误差的累积效应;第二,提出一个可选的用于计算潜在Maxwell Boltzmann分布函数中的速度参数的增量,从而使得表面的应力及热流的计算变得简单。     

超声速来流边界层厚度对浅腔声学特性的影响

通过分析不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)下腔内中心线上的脉动声压级的分布和不同测点的声压频谱特性,讨论了超声速来流边界层厚度对浅腔(长深比分别为12和15)声学特性的影响.试验来流马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107.结果表明,δ/D减小导致浅腔内的噪声更加强烈,腔前后部的声压级分布更不均匀;除了个别离散频率外,腔内不同测点其余离散频率对应的声压级都有不同程度的增大.δ/D减小引起空腔前部和后部区域几乎整个离散频率范围内的噪声声压级有明显升高;因超声速浅腔流动,腔中部产生的激波的干扰因素的影响,边界层流动特性对浅腔中部区域的声学特性影响较小.      

双涡/贫油驻涡燃烧室的贫油熄火特性试验

对在燃烧室进口高速气流条件下工作的贫油双涡结构驻涡燃烧室,通过改变主流马赫数与温度和改变其凹腔几何尺寸进行贫油熄火性能试验.试验结果表明:①随着主流马赫数的增加,贫油熄火余气系数减小,主流速度是影响贫油熄火性能的最主要因素.②主流温度的升高对拓宽燃烧边界有利,但是在达到600K后,对贫油熄火余气系数的影响逐渐减弱.③双涡试验件后体进气量的增加可以使贫油熄火性能变差.④不同凹腔宽深比对贫油熄火余气系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.88的双涡试验件的贫油熄火性能最好.      

三轴转台静态标定缺失点误差的解决方法

提出了一种三轴转台静态位置标定时部分测点误差缺失的解决方法。首先介绍转台静态角位置标定的测试方法,指出测点被遮挡的原因;然后设计用双自准直仪实现UUT型三轴转台中框与外框的连续标定策略;最后提出用数学插补的方法插值缺失点误差的软补偿方案,并由实践证明,最小二乘拟和插值较线性插值误差更小。     

基于实数编码的改进遗传算法研究

针对遗传算法运算速度低、容易陷入局部最优值、早熟收敛等缺点,提出了基于实数编码的遗传算法的改进算法,对基于实数编码的遗传算法的选择、交叉、变异算子以及操作方法进行了改进,采肘最佳保留选择策略、多算子交叉和变异,并且采用自适应变焦变异,改进后的交叉与变异操作,使算法始终保持了,种群的多样性,同时也提高了寻优最终结果的精确性。实验表明基于实数编码的改进遗传算法（RIGA）有效的改善了遗传算法的缺点。     

FL-24风洞埋入式进气道试验技术

采用中压引射和经过校准的文氏流量计的方法,有效提高了埋入式进气道的捕获流量和流量测量精度,成功地在FL-24风洞中建立了埋入式进气道试验技术.风洞试验表明:整个试验系统设计合理,流量测量精度达到了0.5%以内.     

卫星表面原子氧通量和遭遇量的计算及讨论

建立了一个较为理想情况下卫星表面原子氧通量和遭遇量的计算模式。在此基础上,着重讨论了轨道高度、太阳活动、飞行攻角及轨道倾角等因素对原子氧通量和遭遇量的影响。      

弹道导弹主动段机动可攻击区域研究

为了确定导弹在主动段的可攻击区域,研究了发动机剩余工作时间对可攻击区域的影响,提出了弹道导弹主动段变换打击目标的概念。通过数据仿真得到导弹的可攻击区域,应用几何拟合的方法对可攻击区域进行估计,计算导弹在主动段的实时可攻击区域。仿真结果表明,所提几何拟合方法能够有效地描述发动机剩余工作时间对可攻击区域的影响,可攻击区域的吻合度较高。