一种主动液压滤波器的理论分析

针对目前被动式液压滤波器所存在的问题,提出了主动控制式滤波的概念.在简要介绍其工作原理的基础上,对一种由双蓄能器-压电晶体(PZT)驱动的静平衡可变容腔液压主动滤波器进行了理论分析,弄清了其滤波机理.为了正确描述泵-管路-负载所组成的液压系统的联合工作特性,提出了泵和负载的确切数学模型以及两者的匹配方法.最后,给出了在合理考虑液压源特性和液压负载特性的前提下为达到希望滤波性能所需控制律的选择方法.      

直接根据性能指标进行航空发动机LQG/LTR控制器设计

本文提出了一种根据性能指标要求设计航空发动机LQG/LTR控制器的方法。采用这种方法,可根据发动机模型及性能指标要求直接获得卡尔曼滤波器增益,而无需求解Riccati方程。随后的仿真结果表明,所设计的控制系统具有较好的稳定鲁棒性及较好的动态性能。      

内重力波传播的3维传输函数模式研究

在考虑背景风场及大气耗散的条件下,建立了3维内重力波传输函数数值模式.分析了300 km高度3维传输函数在频率波数域的特性,并以近地面单位脉冲点源为激发源,得到了内重力波在3维空间中的时空分布.讨论了不同时空尺度地面方波源激发的内重力波在电离层高度的能量分布特征.结果表明,(1)对内重力波而言,背景大气相当于一个带通滤波器,只有波动周期和波长分别在15～30 min和200～400 km之间的重力波扰动最容易上传到300km高度;(2)在背景风场的作用下水平面上以同心圆扩散的波阵面以及垂直方向上成漏斗状的波阵面发生了变形,并且逆风方向比顺风方向更有利于声重力波由对流层向电离层高度传播;(3)300km高度对时间尺度和空间尺度分别在20～30 min和150～250 km之间的地面方波源响应的总能量最强.      

一种基于信道估计的自适应均衡算法

在短波多径衰落信道的条件下,码间干扰、信道的严重衰落和快速变化是制约传输可靠性的重要因素。接收机的性能在很大程度上取决于信道估值与信道均衡的性能。但是在训练序列太短或者选用的均衡算法收敛速度太慢时,当训练过程结束,均衡器的权值无法收敛到最佳值。因此先用训练序列进行信道参数的辨识,通过解Wiener-Hopf方程直接将信道参数映射为均衡器的系数,然后复用训练序列用平方根卡尔曼算法对估计的抽头系数进行调整,并在跟踪过程中跟踪信道的变化。仿真结果表明,此算法比传统的自适应均衡算法,特别是在训练序列较短时,性能有明显提高。     

基于SPCE061A数字四探针电阻率测试仪的设计

以16位单片机SPCE0 6 1A为控制核心,并采用内带程控放大器和片上数字滤波器的16位Σ-Δ型模数转换器AD770 5 ,设计了一款智能四探针电阻率测试仪的硬件电路。该仪器能够自动选择量程和自动校准,本设计减小了印刷电路板的面积,提高了测试仪器的智能化水平,具有一定的实用开发价值。     

覆盖时间约束的快速响应连续覆盖轨道设计

面对要求目标信息不断更新的空间快速响应任务,针对每天存在一段和两段覆盖时间的两种连续覆盖轨道,通过覆盖时间分析,选定了单次连续覆盖时间更长的每天存在一段覆盖时间的连续覆盖轨道作为研究对象。基于轨道动力学和球面几何原理,结合火箭发射段固定飞行地心角和飞行时间,构建了连续覆盖轨道设计模型。考虑连续覆盖时间约束,将连续覆盖轨道设计问题转化为以轨道参数、切点坐标和卫星覆盖区地心锥半角为变量,以连续覆盖时间为优化目标的单目标优化问题。针对具体算例,通过该方法得到了轨道参数等规划要素,同时通过STK仿真验证了规划结果的正确性和有效性,可为空间快速响应连续覆盖轨道设计提供理论基础。     

一种基于约束规则的航天器全相位交会对接程序规划方法

针对载人航天领域交会对接过程,设计了一种基于约束规则的程序规划方法,将飞行程序按照相关性划分为飞控事件,将事件约束与时间或圈次解耦,形成适用全相位交会对接的规划配置体系,通过一套配置实现各正常、应急分支程序的规划生成,相比传统基于时序的程序设计方法,提高配置的适应性,提高程序设计效率,为后续交会对接程序规划设计提供参考。     

基于满意度函数和灰关联度的多公差约束配准算法

在近净成形类零件自适应加工的过程中,针对传统配准算法无法有效约束零件形位公差的问题,提出一种基于满意度函数和灰关联度的多公差约束配准算法,将公差间平衡关系转化为多目标协同优化问题进行求解。首先,确定零件各公差的评价方法与表征形式,将测量数据与理论模型偏差量视为轮廓度求解裕度。然后,运用满意度函数对各公差偏差量进行评估,依据灰关联度理论计算出各公差间的关联程度。最后,根据Lagrange方法构建带约束非线性最小二乘形式的求解方程,并采用BFGS算法（Broyden,Fletcher,Goldfarb,Shanno拟牛顿迭代算法）进行刚性变换参数求解。采用某型号精锻叶片进行算法验证,结果显示轮廓度公差合格率由96.86%上升为99.40%。     

多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化

 针对多用途战斗机的特点,发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序,优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法,利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法,分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多用途战斗机以及下一代先进多用途战斗机用涡扇发动机循环参数进行了优化计算,对计算结果进行了分析,获得了对多用途战斗机用涡扇发动机循环参数选择有指导意义的结论。