混沌时序的噪声降低技术研究

介绍了噪声对混沌时序分析的影响,回顾了混沌时序噪声降低方法的研究情况。在此基础上将Ｔａｋ－ｅｎｓ的嵌入理论拓展应用到具有噪声干扰的时间序列,并结合非线性信号处理和非线性近似函数技术,提出了一种把重构相空间同降低噪声干扰相结合的理论方法和处理技术,并以受噪声污染的Ｈｅｎｏｎ 映象时间序列为例,说明了有关概念和应用结果。     

激光冲击处理相关参数研究

本文详细论述了激光参数，表面涂层材料和厚度，约束层材料及其与工件之间的间隙等各项参数对激光冲击处理的影响，并以试验确定了各项参数的选取，使激光冲击处理技术达到工程化，实用化。     

三维可压气体射流在液体中剪切稳定性分析

采用时间线性稳定性分析方法，就无限域不可压有粘液体中的可压缩，无粘气体射流流动的三维扰动稳定性分析，研究较全面分析了气体压缩性，液体粘性，表面张力效应，液气密度比以及滑移速度等重要因素对气体剪切流稳定性的影响，结果表明气体压缩性助长气液剪切流动的不稳定性；液体粘性可在小范围内抑制扰动增长；表面张力作用的提高使扰动最大增长率呈线性衰减，在主导波数区域内，液气密度比愈高扰动愈强，而在最大扰动波数限附近，规律趋于相反，气液间的滑移较显著地助长扰动的不稳定。     

轮盘概念设计中拓扑和形状同时优化方法

为了减小人为选择参数对优化结果的影响,针对航空发动机轮盘概念设计阶段的结构优化问题,提出了拓扑和形状同时优化(STSO)法.该方法是在变密度(SIMP)法的基础上,通过分析优化目标和约束的灵敏度,用序列二次规划优化(SQP)法进行求解.接着,以板壳结构为例,对比分析了STSO法和分步优化法的结果,说明了拓扑和形状同时优化方法的优点.最后,将同时优化方法应用于轮盘结构概念设计,对比分析了使用拓扑和形状同时优化方法与单独拓扑优化方法进行轮盘结构优化的结果,探讨了不同振型对应的频率约束对优化结果的影响.结果表明,不同振型对应的频率约束下优化结果的结构形式呈现多样性;相较于单独拓扑优化方法,STSO法收敛速度较快、结果也更精确;但是由于形状优化变量取值范围选取不当,有可能会出现网格畸变过大,而导致STSO法所得的结果无效.      

基于视觉搜索的飞机显示界面设计原则

对飞行员在飞行中通过视觉搜索监视各种仪表信息的过程进行研究,探索时间压力和搜索难度两个因素对视觉搜索绩效的影响,从而为飞机座舱显示界面的工效学设计提供科学依据.设计视觉搜索程序来模拟飞机显示界面,并通过预实验确定时间压力水平和搜索难度水平的典型分级范围,在此基础上进行正式实验并记录反应正确率和反应时间.采用SPSS 19.0对实验结果进行双因素分析、简单效应、回归分析等,得到如下结论:不同水平的时间压力和搜索难度对反应正确率的影响具有显著性差异;不同水平的搜索难度对反应时间的影响具有显著性差异,并且在一定条件下反应时间和干扰项数目成线性递增关系;在保证较高正确率的状态下,即在人的认知能力范围之内,不同的时间压力水平对反应时间的影响没有显著性差异.因此,在飞机座舱显示界面视觉搜索的工效学设计中,要将时间压力和搜索难度进行最佳匹配才能取得较好的工作绩效.      

基于压缩感知的DSSS信号双阶段捕获方法

针对直接序列扩频(DSSS,Direct Sequence Spread Spectrum)信号的捕获性能与硬件消耗或计算复杂度的相互制约问题,基于压缩感知理论,提出了一种双阶段压缩捕获方法,第1阶段进行快速粗捕获,第2阶段在第1阶段基础上实现精确捕获.首先研究DSSS信号的相关域稀疏性,构造了稀疏变换矩阵;然后利用确定性沃尔什-阿达马矩阵,分别构造了2个阶段压缩测量矩阵及其检测算法;最后从检测概率和平均捕获时间两方面对提出算法的捕获性能进行了理论分析,并用蒙特卡罗法进行了验证.理论分析和仿真实验表明,该方法能够在显著降低相关次数的前提下,达到传统基于并行相关方法的捕获性能水平.      

火星软着陆能量最优制导律转移能力分析

着陆器在动力下降段的转移能力是影响定点软着陆的重要因素。文章从转移能力的角度出发,研究火星软着陆动力下降段能量最优制导律,分析燃料质量系数、时间权重以及不同初始高度和速度对转移能力的影响。由于能量最优制导律不能保证满足路径约束,因此对于确定的着陆器初始状态,着陆器转移能力不仅与燃料质量系数有关,还受到制导律本身的制约。当转移距离超过一定的界限时,尽管燃料充足,着陆轨迹会进入地表以下,造成任务失败。时间权重是能量最优制导律的关键参数,既影响燃耗,也影响着陆轨迹的形状。实际工程任务中,为实现燃料的充分利用,需根据着陆器状态调整制导律中的时间权重。本文给出了最优时间权重的确定方法,实现了一定燃料质量系数下的最大转移能力。     

二元机翼颤振的指令滤波反推自适应约束控制

为有效抑制二元机翼颤振现象,设计了一个指令滤波反推自适应约束控制器。考虑二元机翼气动弹性系统存在多项式结构非线性特性以及系统不确定的情况,针对二元机翼控制面偏转角度限制以及系统外部阵风扰动等问题,将前/后缘双控制面布局的二元机翼动态方程以状态空间形式描述,采用反推控制技术进行控制律整体设计,通过指令滤波环节对虚拟/实际控制信号进行幅值限制,并将滤波前后的信号差引入到自适应约束控制律设计过程中。仿真结果表明,在一定来流速度下,开环系统出现极限环颤振现象,闭环控制系统能快速达到稳定状态,二元机翼颤振现象得到有效抑制。     

基于MPSC和CPN制导方法的协同制导律

针对带有末端攻击角度约束的多导弹协同制导问题,运用模型预测扩展控制（MPSC）和协同比例制导（CPN）,设计了一种满足末端攻击角度约束的多导弹协同次优制导律。阐述了MPSC制导方法的基本理论,详细给出了控制量表达式以二次形式近似时MPSC制导律的设计过程。采用CPN对MPSC制导方法的初始控制量进行猜测,并确定协同攻击时间。仿真时考虑两枚导弹对地面静止目标进行协同攻击。仿真结果表明,两枚导弹攻击时间偏差和末端攻击角度偏差均可控制在给定范围内,即本文所设计的制导律在实现多导弹协同攻击时,还可以很好地满足末端攻击角度约束。      

附加先验轨道约束的LEO几何法实时精密定轨验证分析

低轨卫星的实时精密定轨能够极大拓展其完成复杂科学任务的能力,例如实时环境监测、机动控制和卫星自主导航等.本文根据几何法实时精密定轨模型,提出了附加LEO先验轨道约束从而改善实时定轨的精度、收敛速度和稳定性的构想.分别采用广播星历、超快速星历预报部分和实时精密星历,设计了6种实时定轨方案,并利用Swarm-A,B,C星7天的观测数据进行方案验证与分析.结果表明,使用广播星历、IGU和IGC星历的方案精度递增,附加先验轨道约束能够进一步提升精度.使用IGC星历并附加标准差为1m的先验轨道约束后,在径向、切向和法向的定轨精度分别达到6.12cm,5.55cm和4.98cm.此外,附加先验轨道约束能够显著提升收敛速度,使用IGC星历平均收敛时间约为31min,附加标准差为1m的先验轨道约束后收敛仅需约4min.