摘要：IPv6 has been an inevitable trend with the depletion of the global IPv4 address space. However, new IPv6 users still need public IPv4 addresses to access global IPv4 users/resources, making it important for providers to share scarce global IPv4 addresses effectively. There are two categories of solutions to the problem, carrier-grade NAT （CGN） and ＇A＋P＇ （each customer shaving the same IPv4 address is assigned an excluded port range）. However, both of them have limitations. Specifically, CGN solutions are not scalable and can bring much complexity in managing customers in large-scale deployments, while A＋P solutions are not flexible enough to meet dynamic port requirements. In this paper, we propose a hybrid mechanism to improve current solutions and have deployed it in the Tsinghua University Campus Network. The real traffic data shows that our mechanism can utilize limited IPv4 addresses efficiently without degrading the performance of applications on end hosts. Based on the enhanced mechanism, we propose a method to help service providers make address plans based on their own traffic patterns and actual requirements.

摘要：针对复合叶轮式燃油离心泵在设计中的叶轮型线复杂、难以实现快速迭代的问题,提出一种基于改进Bezier曲线的叶轮参数化设计方法,并进行了试验验证及性能仿真分析研究。引入比例系数来约束五点四次贝塞尔样条曲线的控制点参数,并采用该方法设计叶轮轴面轮廓型线。结合辅助叶片偏置设计方法,完成复合叶轮的参数化设计,并对某型燃油离心泵进行设计及三维建模。最后,通过外特性试验验证设计方法和仿真方法的有效性,并将改进Bezier曲线和未改进Bezier曲线设计的复合叶轮结果进行对比。结果表明:仿真与试验结果预测的扬程和效率误差均在5%以内,所提出的设计方法和采用的仿真方法是有效的。相比未改进的Bezier曲线,采用改进Bezier曲线设计的复合叶轮其内部流动更加平稳且水力损失更少。

摘要：针对变循环航空发动机大范围工作包线下的复杂外部扰动现象引起的多变量鲁棒自适应控制器设计问题,给出基于射影算子的自适应律设计方法并将其应用至模型参考自适应控制器设计中。通过理论分析与变循环航空发动机某一状态点的仿真分析,阐明系统存在外部干扰时传统自适应律的设计方法对于指令跟踪不足等问题,进而在射影算子的理论框架基础上设计自适应律,将存在干扰时的状态误差动态方程的解限制在设定的凸集范围内,从而实现系统状态误差动态方程不大于零的稳定性要求,最终在LQR基准控制器框架上,实现基于射影算子的多变量鲁棒自适应控制器设计,以改善自适应控制系统的鲁棒性。基于该方法对变循环航空发动机进行控制器设计和仿真。结果表明:基于射影算子的自适应律设计方法改善了传统自适应律设计方法的鲁棒性问题,实现了控制系统对外部干扰的有效抑制,当系统各控制回路加入不同外部随机噪声信号时,均达到了期望的控制效果;变循环航空发动机各个状态点均能够跟踪期望的闭环参考指令,各状态点稳态控制误差均小于0.5%,系统超调量小于1%,调节时间小于1.2s,动态跟踪误差不大于0.5%,符合发动机控制系统技术要求。

摘要：针对天线机电分离设计的现状,研究了天线机电综合集成技术和天线组合结构理论,并采用精确PO法分析天线远区辐射电场,建立了面天线参数化设计的层次结构,解决了由背架、反射面和中心体等组成的组合结构网格自动划分难题,研制了天线结构分析与电磁计算综合集成系统。实现了天线虚拟样机的参数化设计、机电性能分析与判断,可获得天线位移云图、应力云图与电场方向图等准确的重要指标信息。该系统可用来指导天线结构设计人员的工作,改进天线设计手段和方法,提升设计分析质量,达到缩短设计周期、降低设计成本的目的。

摘要：针对航空发动机数学模型的不确定性,提出一种基于线性矩阵不等式(LMI)和定量反馈理论(QFT)的航空发动机鲁棒控制器的新的设计方法.该方法把频域对角占优预补偿器的设计问题与线性矩阵不等式的求解方法相结合,实现了对不确定控制对象的解耦,引入定量反馈理论进行鲁棒控制器设计.仿真验证表明该方法控制效果良好,并具有较强的工程应用价值.

摘要：提出了以对角占优为基础,结合线性矩阵不等式进行航空发动机多变量控制系统频域预补偿器的设计。该方法通过使用有界实引理,将多变量频域预补偿器的设计问题与线性矩阵不等式的求解方法相结合,以达到削弱航空发动机多变量控制系统强耦合的目的。仿真验证表明,该方法有效地削弱了通道间的耦合,降低了控制器的阶次。

摘要：针对存在建模误差及测量噪声干扰条件下的涡扇发动机性能参数估计问题,标准卡尔曼滤波及其改进算法滤波估计误差收敛速度慢,滤波估计精度低,对不确定测量噪声及建模误差较为敏感,为此本文提出了一种变参数鲁棒H∞滤波器设计方法。该方法采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计满足H∞性能指标要求的鲁棒滤波器,通过引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)中变参数Lyapunov矩阵与系统系数矩阵之间耦合乘积导致的非凸优化问题,转化为常规LMI约束下的凸优化问题进行求解,降低了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)鲁棒滤波器设计的保守性,得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:与扩展卡尔曼滤波器对比,采用该方法设计的滤波器具有较快的动态跟踪速度和较高的滤波精度,ΔFn的稳态估计误差不大于0.1%,ΔFn的相对估计误差不大于2.5%,同时对建模误差和测量噪声干扰具有较强的抑制能力。

摘要：针对高速低载频比下数字控制电流型逆变器谐振尖峰抑制的问题,通过对电流环复系数传递函数的频域分析,比较了反馈型有源阻尼策略和陷波器型有源阻尼策略受控制延迟的影响,得出了电容电压反馈有源阻尼策略在时间延迟影响下会出现电压反馈环失稳的结论,并提出了带角度误差补偿的分段陷波器有源阻尼策略。该方法解决了谐振尖峰问题,同时补偿了角度误差和谐振频率随转速变化引起的电流环性能下降。最后,搭建了仿真及实验平台,对数字控制电流型逆变器的电流环动稳态性能进行实验,实验结果表明,反馈型有源阻尼策略会造成电流环失稳,不适合针对高速样机设计的电流型逆变器驱动系统;而带角度误差补偿的分段陷波器能够实现全速域鲁棒控制,验证了对高速低载频比下电流型逆变器有源阻尼策略的分析。

摘要：针对变循环航空发动机存在建模不确定情况下的多变量控制器设计问题,给出了一种最优律下的增广模型参考自适应跟踪补偿设计方法,阐明变循环发动机建模不确定性并引出LQR(Linear Quadratic Regulator)基准控制器动态跟踪不足的问题,进而在基准控制器反馈控制结构框架下,分别实现以下技术突破:确定期望闭环动态的参考模型、基于李亚普诺夫函数严格稳定证明下建立存在建模不确定性的自适应律等,最终以达到系统跟踪误差渐进为零的目标,改善系统不确定性的动态跟踪问题。对变循环航空发动机的控制器仿真结果表明:增广模型参考自适应控制方法改善了原LQR基准控制器对存在建模不确定性时的控制问题,有效地实现了控制指令跟踪,达到了所期望的动态响应,且自适应参数一致渐进稳定。同时,各标称点的稳态控制误差均小于0.3%,系统超调量小于0.8%,调节时间小于1s,符合航空发动机控制系统技术要求。

摘要：针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。