各向异性矩形板横向弯曲一般解析解

采用复级数方法首次建立了基于一阶剪切变形理论的各向异性矩形板横向弯曲一般解析解。引入（Φｘ，Φｙ，Ｗ）＝∑∞－∞（ｉＡ，ｉＢ，Ｃ）ｅｉｍπξｅｉｍπηｒ（ｍ为整数，ｒ为控制方程特征根），并代入矩形板平衡方程组，推出实数型级数解，将其回代入平衡方程组中任两个，可确定待定系统（Ａ、Ｂ、Ｃ）之间关系。一般解析解还补充了厚板在ｘ、ｙ方向的梁函数。本文引入将三个平衡方程归并为一个６阶偏微分方程的方法给出问题特解。将一般解析解代入边界条件，用正弦数加角点条件的方法确定待求系数。数值计算表明本文求解是成功的。     

非相参频率捷变干扰自适应系统

文中叙述了，非相参型频率捷变系统与全相参频率捷变不同其发射机工作频率的可控性较差，因而给设计干扰自适应功能带来一定的技术难度。     

阶梯轴的切削变形与工艺参数的选择

针对阶梯轴的车削加工,从挠曲线微分方程导出变截面简支梁的弯曲变形表达式,并以此计算阶梯轴的切削变形,通过变形量计算说明工艺参数选择的重要性。当阶梯轴的刚度较小时,按一般情况合理选择的工艺参数不能保证加工精度,此时从减小切削力的角度合理选择工艺参数,就减少了切削变形,从而保证加工精度。     

高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究

针对高速再入飞行器模型的快时变、强耦合及严重非线性的特点 ,采用变结构控制方法设计了自动驾驶仪 ;同时 ,采用最优化设计理论与理想速度曲线相结合的方法 ,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后 ,进行了系统六自由度仿真 ,结果表明 :本文设计的制导律及控制方案合理、有效 ,易于实现     

基于遗传算法的挠性航天器大角度机动的变结构控制

为改善带挠性梁航天器大角度机动的变结构控制精度，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于喷气一飞轮执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略，并采用遗传算法(GA)优化了滑动平面和边界层厚度。仿真结果表明，优化后的控制器能对航天器的大角度机动进行有效控制。     

基于解耦三轴气浮台非线性模糊变结构的鲁棒控制

根据三轴气浮台非线性动力学模型,研究了一种基于解耦的模糊变结构控制方法。设计的控制器不仅避免了一般变结构控制中的抖振,而且具有实现简单、工程化容易的优点。仿真结果表明,该模糊变结构控制法对模型的不确定性和外来干扰有较佳的跟踪性能,其鲁棒性较优。     

基于相对速度偏角的变结构导引律

本文研究了一种基于相对速度偏角的导引律。首先在相对运动学的基础上建立了归一化的导弹－目标的运动学模型，然后利用变结构控制理论设计了导引律。该导引律简便易行，仿真表明了该导引律能快速地消除相对速度偏角，实现小的脱靶量。     

变极性等离子弧焊电源的研制

本文介绍了变极性等离子弧焊电源的工作原理，试验研究了方波交流频率和电流极性比对电弧稳定性、阴极清理作用和热输入的影响。研制的电源不仅频率、电流极性比以及正负半波电流幅值分别可以调节，而且还具有交流载波焊接功能，是一种焊接铝合金的理想电源。     

分区对接网格下多段翼型N-S方程计算

对多段翼型的复杂粘性流场，各翼段物面及尾迹区生成C型网格．外场采用O型网格，中间用H型附加区过渡．自动生成高效的分区对接C-O-H型网格。采用时间精确有限体积高精度格式解可压缩N—S方程。层流、紊流的N—S方程求解结果，说明了本方法的有效性。     

航天器姿态滑模变结构控制系统的设计

给出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程。在分析滑模变结构控制的基本原理和设计方法的基础上，通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角之间的函数关系，进而得到滑动平面。在此基础上，应用滑模变结构控制方法对航天器姿态控制系统进行了设计和仿真，并与PID控制系统进行了分析比较。仿真结果表明，滑模控制系统具有良好的动态品质和稳态性能，体现了变结构控制的突出优点，对系统摄动和外加干扰具有极强的鲁棒性和自适应性。