基于自适应反演的导弹滑模控制

阐述了在导弹系统存在不确定性情况下,基于自适应反演控制技术和模糊神经网络理论,提出了一种导弹滑模控制系统设计方法。设计过程中将不确定性对系统的影响合成为一项,然后应用模糊神经逼近器来逼近系统的不确定项;考虑了已知信息,利用自适应模糊神经控制理论和滑模控制设计了控制器,应用Lypunov稳定性理论保证了闭环系统的稳定性,并推导出模糊神经逼近器各参数的自适应调节律。     

复合BaTiO3对聚氨酯基互穿聚合物网络阻尼性能的影响

分别采用BaTiO_3纳米粉和纤维为填料,以改性的聚氨酯(PU)和不饱和聚酯树脂(UP)制备的互穿聚合物网络(IPNs)为骨架材料,采用在位分散聚合法,制备了均匀性较高BaTiO_3/IPNs复合型阻尼材料,并研究了BaTiO_3形态及复合量对BaTiO_3/IPNs型复合材料阻尼性能的影响。结果表明,复合后材料的阻尼性能,除与无机填料的性质有关,主要受其形态影响,纤维状BaTiO_3对复合体系的阻尼损耗因子(tanδ)极值和阻尼损耗模量(E′)峰面积提升较为明显;BaTiO_3纳米粉的复合量增加到70％(V/V)),E′增加10~2倍,且tanδ曲线肩峰和主转变峰的位置均移向高温区,相应明显拓宽了室温区的阻尼损耗因子值。     

薄壳结构失稳临界载荷的并行计算

以大型有限元分析软件为开发平台,研究了弹性结构屈曲分析的并行计算方法及软件实现,并针对大规模超级计算机的硬件环境编写了屈曲分析的并行求解程序;通过开发软件接口,将并行求解程序作为子模块嵌入串行有限元分析软件的求解序列中,并使其可直接调用;针对有限元前后处理器开发了风格一致的客户化界面,使并行计算的操作可视化。开发集成后的软件系统使串行有限元软件的前后处理能力与大规模并行机的高性能计算能力紧密结合,能够有效提高静力屈曲分析的规模和效率。      

非线性系统的建模技术及其在智能化数控加工中的应用

基于人工神经网络与模糊控制理论 ,对非线性系统提出了一种自组织模糊神经网络模型 ,并推导出一类新型学习算法。针对智能化数控加工中测力平台并不实用的问题 ,应用该模型和交流伺服电机电流进行切削力的间接测量。加工现场表明本文所建模型是有效的     

一种窄带平稳随机过程功率谱的简化拟合方法

基于平稳随机过程的基本原理,建立了拟合窄带平稳随机过程的功率谱所需的成形滤波器的简化模型,推导了窄带平稳随机功率谱的峰值、峰值频率、带宽与成形滤波器相应参数之间的关系,给出了拟合窄带平稳随机过程功率谱的简化方法。应用此方法对美国海军 CVA59航空母舰海上运动的垂荡、纵摇和横荡运动分量的 3个具体的功率谱实例进行了拟合,通过对将实测值与拟合结果进行比较,表明 :这种方法能够很好地拟合典型的对称窄带平稳随机过程,对于对称性不好和带宽较大的的功率谱,拟合的误差相对大一些。     

流线追踪Busemann进气道马赫数3.85实验研究

为了研究流线追踪Busemann进气道在低马赫数来流条件下的起动性能、总体性能以及抗反压能力, 对设计马赫数5.3、收缩比CR=5的6°截短后的流线追踪进气道进行了马赫数3.85风洞实验.结果表明:该进气道在马赫数3.85来流条件下能够自起动;进气道流量系数为0.83, 出口总压恢复0.78, 马赫数2.01, 增压比11.92;进气道能够承受的最大反压为34倍的来流静压.      

卫星动量轮的污染数据的Bayes参数估计

由于试验条件等的限制,在寿命试验中,所获得的数据可能是污染数据.这时,采用传统方法分离污染项并对产品的寿命进行估计非常困难.针对指数型寿命数据受正态污染的情况,建立定数截尾情况下的数据模型,并采用Bayes方法对模型进行统计分析;在验前分布确定方面提出运用Bootstrap方法确定超参数.实例分析表明,Bayes方法对有污染情况寿命数据的统计推断是有效的.     

光纤惯导车辆姿态识别系统及其误差分析

光纤惯导具有分辨率高、动态范围大、灵敏度高、寿命长、自主性强、成本低等特点,将其应用到驾驶行为和车辆姿态识别系统中,通过对中低精度光纤惯导的车辆姿态识别系统存在的误差进行分析,提出车载惯导自适应快速对准模式、全参数自标定误差标校方法,以解决中低精度光纤惯导误差随时间不断累积的问题,实现车辆姿态识别自主性,为车辆姿态识别以及驾驶行为识别提供强有力支撑。分析和实验结果表明该车辆姿态识别系统可指导行车安全。     

CF4/SF6反应气体对大气压等离子体温度的影响

为了探究CF4/SF6反应气体及其含量对大气压等离子体的温度的影响规律,采用红外热像仪记录等离子体反应区域的温度.实验结果表明在系统输入功率为260W时,对于CF4气体,等离子体区域的温度随着CF4含量的增加先升高然后降低;对于SF6气体,等离子体区域的温度随着SF6含量的增加而逐渐降低;在相同条件下,反应气体为SF6...     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法,对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究。实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围。结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大。该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据。