补偿函数观测器及其在飞行器姿态控制中的应用

风扰、气流扰动和模型未知部分的估计精度直接影响着无人机（UAV）的稳定性和控制品质,扩张观测器（ESO）能估计这些部分,但存在型别低,收敛性差,估计精度低等问题。补偿函数观测器（CFO）采用纯积分、补偿和传递函数型别的思想,改变了ESO结构,使得CFO较ESO高2个型别,精度高,收敛性强。然而,CFO是利用线性滤波器补偿系统的未知函数或扰动,对快速变化的高次非线性函数补偿能力不足。本文用径向基（RBF）神经网络替代了线性滤波器或积分器,提出了带有RBF神经网络的CFO,进一步提高了估计精度。应用带有RBF神经网络的CFO得到的非线性未知函数和扰动以及微分信息,设计了主动模型函数补偿控制算法,应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。将该模型补偿控制算法成功地应用于四旋翼飞行器姿态系统的控制。仿真对比了所提出的基于CFO的模型补偿控制,PID控制和自抗扰控制算法,同时在基于Pixhawk的控制测试平台实验中,对比了这3种控制策略,测试四旋翼飞行器对不同参考姿态的跟踪性能。结果表明,所提出的控制方法,在暂态性能和稳态跟踪精度方面,优于其它控制器。     

基于振动监测的部件状态维修与备件订购联合决策

基于部件振动信号的退化特征易受噪声影响而无法准确反映其运行状态,提出一种同时考虑退化特征和故障特征的部件状态维修模型。首先,基于自适应奇异谱分解建立递进式故障特征识别方法;其次,采用比例风险模型描述部件可靠度演化过程,建立以累计故障特征识别次数为备件订购阈值、以维修成本率为优化目标的联合维修模型;最后,以滚动轴承加速寿命试验数据为例对本文方法进行验证。结果表明,自适应奇异谱分解(SSD)方法对不同信号的诊断准确率更高,有效降低了维修过程中的人工诊断次数。以累计故障特征识别次数为备件订购阈值的联合决策方法可以弥补退化特征阈值在部件退化过程中不具有唯一性的不足,进而获得最优维修成本率。     

基于T-S模糊模型的非线性分布参数系统极点配置P-sD控制CSCD

采用Lyapunov直接法讨论分布参数系统的稳定性,建立分布参数系统的Lyapunov函数。为保证分布参数系统稳定,应使Lyapunov函数对时间的微分小于0。由于分布参数系统中存在空间一次微分项与二次微分项,Lyapunov函数对时间的微分中将出现常数项与积分项,针对常数项,引入空间一次微分项来抵消;针对积分项,引入对应的状态反馈来使系统稳定。利用边界条件量化Lyapunov函数对时间的微分中的各项,从而设计控制器,这是一种新的设计P-sD状态控制的方式。其中状态反馈的部分采用极点配置的方法来设计,当分布参数系统中出现状态变量的非线性函数时,采用T-S模糊模型表达,可以通过状态变量的线性组合精确描述非线性项,以便极点配置设计状态反馈。针对两个非线性分布参数数学模型进行仿真,结果证明设计的P-sD状态控制器可以使分布参数系统稳定,并达到期望的效果。     

民航空管机房及设备接地问题探讨

民航空管设备能否保持安全、稳定的工作状态，直接关系到飞行安全。作为空管设备的五大组成部分，通信、导航、雷达、网络信息、辅助动力等设备的接地是整个系统安全有序的重要保证。不仅如此，地线接法是否合理，甚至其质量的好坏，都会影响空管设备的稳定可靠运行。     

论如何缓解管制员心理压力

近年来，随着航班量的不断增大，空中交通管制难度不断增加。管制员需要承受的心理压力、心理负荷在不断增加。由此而导致的因人为因素原因造成的飞行不安全事件也呈上升趋势。如何掌握了解管制员的心理状态，缓解管制员的心理压力，消除因人为因素造成的不安全事件，是值得我们深思和探讨的。心理健康作为一门科学，在管制这个高风险的行业里，逐渐体现出其重要性和紧迫性。不容否认，管制员的心理状态怎样？     

偏置动量卫星偏航姿态估计与控制研究

为改善偏置动量卫星无偏航姿态敏感器时用滚动角间接控制偏航姿态的精度,基于降维观测器设计提出了一种采用偏航角估计值直接控制偏航姿态方法。在分析收敛性的基础上,给出了降维观测器的设计,以及直接控制法的系统模型。理论分析和仿真结果表明,该法能大幅提高偏置动量卫星的姿态精度,且易于软件实现,不增加系统硬件配置。     

中远程面（空）对空导弹末制导段的机动目标“标架”模型及自适应估计算法

根据中远程导弹制导系统大都采用脉冲多卡勒雷达导引头的趋势和中远程防空导弹末制导实用对目标机动运动状态的需求，基于目标螺旋机动和蛇行机动的切加速度和法向加速度在目标轨迹活动框架上缓变的特点，本文提出了一种建立在目标轨迹活动框架上的运动状态方程和自适应Kalman估计算法，该方法克服了在直角坐标系和球坐标系上估计目标快变加速度机动延迟大的缺陷，仿真实验证明该算法有很好的跟踪稳定性和收敛性，为先进末制导律的实现创造了条件。     

高空滑行期间燃烧室温度仿真方法研究

本文探讨了液体火箭发动机关机后燃烧室各部位温度仿真计算的方法。为了检验计算结果的正确性,应用该方法计算了某发动机高空滑行期间燃烧室头部、身部内壁、身部外壁、收扩段内壁、收扩段外壁的温度,并将仿真计算结果与高空飞行试验时的遥测数据进行了比较,比较后发现它们的变化规律一致。     

神舟六号载人飞船及其技术改进

介绍了我国第二次载人航天飞行试验的目标和主要任务，给出了神舟六号载人飞船的主要任务和技术指标，以及构型与布局、子系统设置与设备配套、飞行方案、发射窗口和飞行轨道等技术状态。概述了神舟五号飞船飞行试验问题归零、飞行任务引起的更改、提高产品可靠性的更改、其他原因引起的更改和工艺流程的变化等部分技术改进。神舟六号载人飞船飞行试验的成功表明，其技术可满足多人多天空间飞行的要求。