利用热力学与统计物理方法研究电离层E层的形成

将太阳光子作为反应物引入电离层化学反应中, 运用化学热力学方法, 获得低电离层光化学反应的反应度及其化学平衡常数, 进而得到低电离层的电子密度, 并通过统计物理方法推导出相应的化学平衡常数. 结果显示, 运用热力学方法得到的低电离层电子密度与Chapman理论几乎完全一致, 表明利用热力学方法研究电离层的形成是可行的. 分别用热力学方法和统计物理方法得到的平衡常数之间存在一定的差异, 分析表明, 这是因为光化学过程中并非所有光子能量都转化成了电离能, 其中有一部分能量转化为热能或使粒子处于激发态, 这种差异的存在使利用统计物理方法推导电离层等离子体温度成为可能.      

单边膨胀矢量喷管气动和红外特性研究

在实验数据验证的基础上,通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)综合的方法,对不同落压比、不同几何矢量角下的单边膨胀喷管(SERN)进行分析。研究结果表明:喷管无几何矢量动作下,低落压比下的单膨胀边上过度膨胀是造成喷管推力性能急剧下降的原因;喷管在负矢量角下,过度膨胀加剧,推力性能降低;随着喷管几何矢量角绝对值的增加,矢量推力增加,但推力系数减小,喷管几何矢量角在±25°、喷管落压比在3~6的研究范围内,喷管推力系数最低为0.88左右,最高达0.98;喷管几何矢量角为5°时,喷流红外辐射强度最大,喷管矢量角偏离5°的程度越大,尾焰红外辐射强度越低,但是空间分布规律不变。随着喷管几何矢量角的改变,喷管整体红外辐射强度的空间分布规律发生改变,几何矢量角为负时,辐射强度值大的探测角度向下方移动,几何矢量角为正时,喷管整体红外辐射较强的位置分布在上方,由单膨胀边高温壁面以及喷管内腔的可视面积决定。     

基于LMI的二冲程发动机转速鲁棒PI控制

针对某型航空用二冲程发动机,用逐步回归的方法建立发动机非线性稳态模型,在平衡点附近进行泰勒级数展开,得到了发动机在平衡点附近的线性模型;基于线性矩阵不等式(LMI)的方法进行鲁棒控制算法研究,得到了鲁棒PI控制参数,实现了系统的鲁棒控制;基于模糊T-S模型并行分配补偿控制策略,设计了控制算法切换策略.经系统仿真和发动机台架实验验证,在负载11%的扰动下转速控制精度稳定在2.3%之内,控制器对于外界干扰有较强的鲁棒性,得到了期望的控制效果.      

环月探测器自主天文导航系统的可观度分析

文章提出了在环月段以月球—探测器—恒星、月球—探测器—太阳这两个位置面和月心距等观测信息进行滤波的导航方法。通过对几种非线性系统可观性分析方法的比较,在基于误差协方差阵的可观性分析方法基础上,提出了以谱半径定义的可观度分析方法,并证明了定义的可观度指标与系统导航精度的关系,说明其能够定量描述系统可观的程度。最后仿真验证了这种可观度分析方法的可行性。     

SINS/CNS组合导航系统的降阶模型研究

在利用卡尔曼滤波器对数据进行处理时,其计算时间是由模型的状态矢量维数n决定的,每一步迭代的计算量与n3成正比。状态维数的减少会使计算时间大大缩短。本文首先介绍了SINS/CNS组合导航系统的动态模型,研究了基于奇异值分解的状态可观测度分析方法并提出一种改进的方法,在求状态变量的可观测度时,抛开了观测量,只利用可观测矩阵进行分析,然后应用该理论对SINS/CNS组合导航系统进行状态可观测度的分析,略去不可观测的状态分量,提出一种降阶的系统模型。仿真结果证明,降阶模型可以提供满意的导航精度。     

面向中文问答的信息检索系统及评测

为了解决中文问答系统中检索有效性的问题,提出并构建了一个面向中文问答的信息检索系统,在新进展的基础上,该系统通过利用问答系统中问题分类信息,对查询进行优化处理,从而改进问答系统中检索结果的质量,在独立的检索评测中正确率达到0.5013,在问答系统的整体评测中F3值达到0.2231,取得了较好的效果.     

基于Fliess泛函展开式的航天器姿态控制

绍用Fliess泛函展开式研究航天器姿态控制问题。首先讨论一步预测及多步预测下的姿态跟踪。接着讨论当系统的解耦矩阵满秩时,在适当反馈下,闭环系统的Fliess泛函展开式具有有限项。由于航天器姿态动态方程具有非奇异解耦矩阵,有限项Fliess泛函展开式可以方便地应用于航天器姿态控制的在线设计。     

产品概念设计方案的评价方法

概念设计方案的评价方法是设计过程可接受性决策的重要依据.利用模糊数学的理论与方法把各种模糊信息数值化以对概念产品方案进行定量评价,通过建立设计方案评价体系及不同评价指标隶属度、考虑不同指标权重的方法,给出了产品概念设计方案的综合模糊评价方法,从而为产品概念设计提供一种形式化的、科学化的推理决策依据,同时也为产品设计过程自动化打下良好基础.     

脉冲爆震燃气膨胀过程及能量转换难易度评价方法

为了提高脉冲爆震燃气的能量转换效率,分析了脉冲爆震燃气在涡轮内的膨胀过程,建立了评价爆震燃气能量转换难易度计算方法,并基于脉冲爆震燃烧室与轴流涡轮匹配工作数值模型,采用涡轮效率对燃气能量转换难易度计算方法进行了验证,结果表明: ①爆震波膨胀过程,爆震燃气在涡轮静叶内会产生热壅塞现象,并往上游形成前传压缩波; ②涡轮内爆震燃气的膨胀主要分一次膨胀、过度膨胀和二次膨胀三个阶段,爆震燃气在涡轮内的焓降主要发生在一次膨胀和二次膨胀阶段,在过度膨胀阶段,燃气在涡轮内做负功; ③当量比为0.72、0.89和1.00三种计算工况的燃气能量转换难易度分别为0.396、1.000和0.803,对应的涡轮效率分别为0.473 6、0.597 2和0.570 3,验证了燃气能量转换难易度计算方法的准确性。      

具有时延的漂浮基空间机器人基于泰勒级数预测、逼近的改进非线性反馈控制

 探讨了本体位置与姿态均不受控的漂浮基空间机器人在时间延迟(简称时延)情况下惯性空间轨迹跟踪的控制问题.利用拉格朗日方法并结合系统动量守恒关系,分析、建立了漂浮基空间机器人完全能控形式的系统动力学模型及运动Jacobi关系.以此为基础,针对系统存在时延的情况,利用泰勒级数预测、逼近的方法,建立了适用于时延情况下控制系统设计的数学模型.利用该模型,提出了一种空间机器人在时延情况下的改进非线性反馈控制方案.然后运用Lyapunov第二类方法,结合范数以及图形分析的方法证明了在时延情况下整个闭环控制系统的渐近稳定性.文中提到的控制方案能够有效地克服系统存在时延的影响,控制漂浮基空间机器人末端爪手跟踪惯性空间的期望轨迹.系统数值仿真结果证明了上述控制方案的有效性与精确性.