圆板混合边值问题的一种数值方法

 利用弹性薄板的广义变分原理和双调和方程的特解序列,提出了一种求解圆板混合边值问题的数值方法。最后通过两个实例计算说明该方法的收敛性和可靠性。     

大学生道德状况与应对之策

本文在调查研究、综合分析的基础上对大学生的道德现状做出了明确判断:道德价值取向多元化,道德认知、道德情感主流健康向上;道德认知与道德行为脱节,价值判断模糊化,价值取向现实化、功利化,文化追求流行化、感性化、个性化,物质生活追求享乐化,科学精神淡泊化,性道德观念随意化.文章系统分析了大学生道德问题的成因,提出了应对之策.     

考虑外包混合形式的TOC产品组合优化研究

 首先,根据外包的两种形式(带料外包、不带料外包)研究了外包混合形式下产品组合优化的建模问题,并通过数学证明其有效产出最优。其次,应用免疫算法(IA)对其进行了优化求解,在合理时间内得到大、小规模产品组合决策的最优解或近优解。最后,将本算法与传统TOCh、修订TOCh、整数规划(IP)、禁忌搜索(TS)、遗传算法(GA)等进行了仿真比较,证明了本算法的有效性和实用性。     

行星际小推力轨道Lambert解及应用

 为提高行星际小推力转移轨道初始设计精度,提出了基于N次逆多项式逼近的半解析Lambert算法,并基于该算法发展了一种转移轨道初始设计方法。首先,采用N次逆多项式近似小推力轨道形状,应用推力方向假设和位置速度边界条件推导出部分系数及推力大小解析式。接着,分析了飞行时间约束和轨道动力学约束下解的存在性,并给出了关键系数的可行域。然后,利用探测器质量消耗方程建立了Lambert问题求解模型并加以解决。最后,基于所提Lambert算法,通过对连续推力约束进行降维,提出一种求解多圈非固定时间的行星际小推力转移轨道初始设计方法。分别以固定和非固定时间转移任务为例对所提Lambert算法和初始轨道设计方法进行了数学仿真,数值结果表明：相比传统6阶方法,所提Lambert算法在目标轨道半长轴为5 AU时可减少速度增量需求36.63%;所提初始设计方法与最优化方法设计结果接近,可为转移轨道的精确设计提供可行的设计初值。     

检定原子荧光光度计常见问题分析

提出了原子荧光光度计检定过程中可能出现的常见问题。根据经验和仪器的工作原理对问题产生的原因进行了分析,并针对不同问题给出了具体的解决措施。对实现检定结果的准确可靠具有较好的保证作用。     

RCD太阳帆航天器人工平动点轨道保持与控制

针对航天器平动点轨道保持问题,研究了含有反射率控制设备(RCD)的太阳帆航天器在日地系共线人工平动点处的轨道保持与控制,同时降低因频繁改变航天器姿态所带来的振动问题。首先,基于太阳帆圆型限制性三体问题,计算了RCD型太阳帆人工平动点位置,给出了太阳帆共线人工平动点三阶Halo轨道,并将其作为参考轨道;然后,将太阳帆动力学方程线性化,采用跟踪控制输出的方法对线性模型进行控制;最后,通过合理选择控制变量矩阵,将控制律代入非线性模型中进行轨道保持控制。仿真结果表明,通过控制RCD太阳帆反射率设备参数及姿态角,实现了长时间的Halo轨道保持,同时大幅减小了太阳帆姿态角的改变,从而减小了帆面振动,为太阳帆航天器长期轨道任务的实现提供了良好的理论依据。     

A two-stage approach for managing actuators redundancy and its application to fault tolerant flight control

In safety-critical systems such as transportation aircraft, redundancy of actuators is introduced to improve fault tolerance. How to make the best use of remaining actuators to allow the system to continue achieving a desired operation in the presence of some actuators failures is the main subject of this paper. Considering that many dynamical systems, including flight dynamics of a transportation aircraft, can be expressed as an input affine nonlinear system, a new state representation is adopted here where the output dynamics are related with virtual inputs associated with the intended operation. This representation, as well as the distribution matrix associated with the effectiveness of the remaining operational actuators, allows us to define different levels of fault tolerant governability with respect to actuators’ failures. Then, a two-stage control approach is developed, leading first to the inversion of the output dynamics to get nominal values for the virtual inputs and then to the solution of a linear quadratic(LQ) problem to compute the solicitation of each operational actuator. The proposed approach is applied to the control of a transportation aircraft which performs a stabilized roll maneuver while a partial failure appears. Two fault scenarios are considered and the resulting performance of the proposed approach is displayed and discussed.     

A reduced order model for coupled mode cascade flutter analysis

A Reduced Order Model(ROM) based analysis method for turbomachinery cascade coupled mode flutter is presented in this paper. The unsteady aerodynamic model is established by a system identification technique combined with a set of Aerodynamic Influence Coefficients(AIC). Subsequently, the aerodynamic model is encoded into the state space and then coupled with the structural dynamic equations, resulting in a ROM of the cascade aeroelasticity. The cascade flutter can be determined by solving the e...     

固推约束下的火星表面起飞上升制导律设计

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题,设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先,根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次,在上升段引入了阿波罗制导方法,通过类攻角和类侧滑角的控制实现对标称轨迹的跟踪。为减少上升段末端偏差对无动力滑行段与标称轨迹间误差的影响,提出了一种通过调整倾侧角改变上升器所受气动力进而控制飞行轨迹的技术路线,并设计了相应的滑模制导律。另外,兼顾固推发动机的能量管理需求,针对入轨段设计了Lambert制导策略,并参考标称控制量对其进行修正,使得上升器能够在控制能力有限的情况下完成较高精度的入轨。最后,通过典型场景火星表面起飞上升全过程数值仿真验证了所设计策略的有效性和鲁棒性。     

广义Stokes问题的区域分裂解法及其事后误差估算

本文的主要目的在于将Ｌａｇｒａｎｇｅ乘子技术应用于广义Ｓｔｏｋｅｓ问题的非匹配网格上的区域分裂解法中;这种方法非常适用于有限元空间近似。Ｌａｇｒａｎｇｅ乘子是在分段常数函数的空间中近似的。同时,基于求解当地问题,我们还构造了离散近似的事后误差估算器,并基于此对网格进行了自适应处理。数值实验的结果验证了本文所发展的方法。