原子谱线参数的辨识方法

在一种原子谱线参数测量的辨识方法基础上编了一套原子谱线参数辨识的标准软件。用此软件对纯氩和氩，氮混合非平衡电弧等离子体射流的原子谱线进行了处理，获得了射流的电子温度，气体平衡温度，电子和原子数密度。状态诊断表明：实验条件下的等离子体射流降中心点为ＬＴＥ外非平衡效应是非常显著的。     

基于小波分形和一类辨识的航空发动机故障诊断

在支持向量机理论的基础上,针对支持向量机的二类辨识传统,引入了基于支持向量机的一类辨识理论。设计了航空发动机几种典型故障的一类分类器,使得发动机的故障诊断更加简单可行。同时,将小波分形方法引入到航空发动机振动信号的特征提取中。通过对航空发动机典型故障的成功诊断,证明了该方法的有效性。     

具有有色观测噪声和未知模型参数的自适应状态估计器

本文针对具有有色观测噪声和未知模型参数的状态估计问题，基于ＡＲＭＡ新息模型的在线辨识，输出多步推预报和白噪声滤波器，提出了一种新颖的自适应状态估计器。方法简单，且具有渐近最优性。仿真结果说明了瓣方法的有效性。     

受地效影响飞机起飞着陆运动模型的参数辨识

利用基于最小模型误差法和线性不连续跳跃多重打靶法建立的非线性辨识法，辨识了飞机起飞着陆过程的非线性动态模型。对于包含复杂非线性项的动态系统，本方法可以从实际试验测量的系统非线性数据，确定飞机处于地面效应影响运动过程的系统模型，而不需要预先详细描述系统的非线性形式。算例表明该方法对于原始近似动态系统的状态估计是足够精确的。     

轴对称型飞行器气动参数辨识研究

本文针对轴对称海防型号飞行器的特点，尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型，较之传统的体系内建立的数学模型，其非线性程度小，方程间的耦合程度大大减弱，考虑到轴对称气动特点，使特估参数大大减少，有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确，有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识，弹道重构的结果令人满意。     

基于自适应遗传算法的飞行器气动参数辨识

为了克服传统辨识算法的缺点，把自适应遗传算法作为辨识算法，进行飞行器的非线性气动参数的最大似然仿真辨识。在仿真辨识中，加入了零均值高斯分布的随机观测噪声。辨识结果比较满意，表明白适应遗传算法具有良好的优化性能，是进行气动参数辨识的一种实用的辨识算法。     

辨识液体晃动力学参数的频域法

研制成一种平动式晃动试验装置,并导出其当量力学模型。已经证明,若用盛液贮箱的驱动力和位移分别作为系统的输入量和输出量,该装置则为完全能控、完全能观和能辨识系统。采集足够的频响函数数据,并用误差校正法和广义最小二乘法估计传递函数的全部系数。又用DFP变尺度法由传递函数系数导出了晃动液体当量力学模型的第一和第二阶模态的力学参数。     

一种高精度的获取导弹脱靶量的方法

本文以雷达接收到的多卜勒信息为依据,应用现代控制理论知识,推导了一种新的导弹脱靶量的获取方法:参数辨识法。它利用了导弹和目标相对运动产生的多卜勒效应,建立起关于脱靶参量与多卜勒周期数的线性方程。应用参数识别的办法,对脱靶参数进行辨识,它解决了其它方法未能克服的问题:因体目标效应所产生的多卜勒频率的起伏噪声对估值精度的影响。在此基础上,又推导了一种克服噪声相关性的改进算法。仿真结果表明,本文的算法是很有效的。     

MSCMG框架伺服系统非线性摩擦力矩建模与实验研究

在磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)中,由于陀螺耦合力矩的影响,使得陀螺框架系统的摩擦力矩随着陀螺输出力矩和框架角位置的不同而发生变化,为了实现控制力矩陀螺输出力矩的高精度控制,需要对摩擦力矩进行精确建模。对控制力矩陀螺框架系统进行了动力学研究,分析了摩擦力矩随陀螺输出力矩和框架角位置的变化机理和变化规律,并据此建立了磁悬浮控制力矩陀螺框架系统的非线性摩擦力矩模型和非线性动力学模型。用实验数据对非线性动力学模型参数进行了最优最小二乘辨识,并用所得到的模型进行实际数据分析和仿真研究,仿真结果与实际实验数据非常吻合,验证了所建立模型的正确性和有效性。     

挠性空间结构的可辨识性研究

本文重点研究挠性空间结构系统的可辨识性。研究表明，系统的可辨识性取于系统构形和控制器、敏感器的配置模式。对于配置了分布式测量敏感器的挠性外系统，系统模态在整个空间区域上的取值可由输入输出数据确定，条件是控制向量与系统有关模态不正交；对于配置了点测量敏感器的挠性体系统，系统模态在控制点和测量点的取值信息可由输入输出数据确定，条件是控制向量与系统有关模态不正交并且测量点与系统模态的零点不重合。由此，本