不确定离散系统二次稳定的充分必要条件

研究了具有快时变参数变化离散系统的鲁棒稳定性问题，给出了该系统二次稳定（ｑｕａｄｒａｔｉｃｓｔａｂｉｌｉｔｙ）的充要条件，并且进一步定义了稳定鲁棒性指标来度量系统的稳定鲁棒性。对于参数具有已知变化范围的系统，其充要条件的检验和稳定鲁棒指标的计算转化为一个极小极大优化问题。当参数变化范围为一个凸多面体时，该极大化问题退化成其端点值间的相互比较，并证明了极小化问题中的任意局部最小值就是全局最小值     

各型封严蓖齿的换热研究

本文通过实验测量了不同齿间隙和不同来流雷诺数直通式直齿、直通式斜齿以及台阶式直齿的换热情况,并从机理上分析了结构和流动参数对换热的影响规律。为便于实际应用,本文还根据实验数据给出了相应的关系式。      

一类非线性系统的反演变结构控制及应用

针对一类非线性系统 ,将其变换为易于设计变结构控制规律的规范型。利用小脑关节神经网络( CMAC)估计系统中的不确定函数 ,利用 CMAC神经网络和多面滑模技术估计出变换后系统的状态 ,最后利用变结构控制技术设计出控制器 ,特点是无需已知不确定性函数及其各阶导数的上界 ,与经典设计方法相比 ,所提出的方案允许非参数化不确定性。最后将此方法应用于空空弹控制系统的设计中 ,仿真结果表明了该方法的有效性     

空泡摆动对超空泡航行体尾拍影响分析

针对超空泡航行体存在尾拍运动与空泡形态变化互相耦合作用的特点,建立了超空泡航行体尾拍耦合运动方程,并对超空泡摆动对超空泡航行体尾拍相互作用过程进行了数值研究,对比分析了不同速度和角速度的超空泡航行体运动过程及空泡摆动对尾拍的影响规律.研究结果表明:空泡摆动使航行体转角、整体运动周期、尾拍升力和阻力增大;在不同速度下,空泡摆动对航行体转角、整体运动周期及尾拍周期的影响随速度增大而逐渐减小;不同初始角速度下,空泡摆动对航行体转角、整体运动周期、航行体尾拍升力和阻力的影响随角速度增大而逐渐增大.     

磁定姿近地轨道卫星EKF与UKF算法比较

某近地轨道(LEO)卫星通过磁强计测量、飞轮控制和磁力矩器卸载,实现三轴姿态稳定.围绕该卫星姿态确定问题,对扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)算法进行综合分析对比,最后给出该卫星姿态确定实现方法.分析了地磁模型误差、磁强计测量误差及剩磁的影响,推导了四元数均值及协方差的计算方法.分别引入EKF和UKF进行姿态确定,并讨论了影响算法性能的因素.对两种方法的估计精度、收敛时间及计算需求等指标进行了对比.最后针对该卫星姿态确定要求和硬件条件,选用EKF算法实现姿态确定,满足对地指向精度优于1°,稳定度优于0.1(°)/s的设计指标.     

压气机放气对核心机起动性能的影响研究

为了研究压气机放气对核心机起动性能的影响,本文利用十级轴流高压压气机的放气专项试验结果分析了放气对压气机中低转速性能的影响,基于大涵道比涡扇发动机的核心机性能模型分析了放气量和放气位置对核心机性能的影响,最后开展了三种不同放气规律的核心机起动试验。结果表明：合理的设置放气方案,可以优化压气机前后级流动匹配,有效降低核心机试验中压气机的共同工作线,改善核心机的起动性能。     

利用二星TDOA和FDOA测量及辅助高度信息对地面目标的定位算法及精度分析

卫星探测定位系统对地面辐射源目标定位时,一般利用TDOA(到达时间差)测量,而当辐射源与卫星之间存在相对运动时,也可以测量FDOA(到达频率差).当辐射源的高程已知时,可以利用WGS-84地球椭圆模型作为精确定位模型.据此提出了利用两颗低轨卫星的TDOA及FDOA测量对地面辐射源定位算法,并对定位的算法进行深入的研究,同时推导了定位误差的分布模型.      

近空间高超声速飞行器输入饱和抑制模糊自适应控制

针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题,提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点,以反步法为基础,结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项,并通过自适应鲁棒项补偿估计误差,引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力,并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后,通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明,所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。     

一种新颖的宽带窄脉冲超声波发生电路

介绍了一种新颖的无变压器直流高压发生电路,可用于超声波发生电路,具有体积小、调节方便等优点。     

飞机防滑刹车控制系统LQ最优控制仿真

采用现代控制理论线性二次型(LQ)最优控制理论对飞机自动防滑刹车控制ABS系统进行了深入的分析研究,并利用Matlab最优控制工具箱及Simulink对刹车控制系统进行了仿真,仿真过程综合考虑了飞机机体、机轮轮胎、路面状况、刹车控制装置的特性,以状态空间表达式导出了飞机刹车滑跑的动力学模型,通过调节制动压力来控制机轮的滑移率,使其达到期望值,求出最优反馈矩阵,将反馈矩阵代入仿真模型,最终设计出飞机防滑刹车系统最优鲁棒控制器.