摘要：为解决复杂动态系统中不同层次故障检诊模块的协调管理和高效运行问题，研究了其综合设计方法。该方法对复杂动态系统层次建模，提出检诊进程概念以描述系统不同层次的故障检诊，同时建立了检诊进程通用模型，使大部分现存检诊算法可方便地纳入其中，实现了不同层次检诊进程的信息交换与综合设计。数字仿真表明，综合设计不但能提高各模块检诊能力，而且可以总体上提高其应付常规方法难以处理的复杂故障情况。

摘要：针对执行机构故障研究检测滤波器对噪声的鲁棒性问题．首先利用特征结构配置方法研究多故障情况下检测滤波器的设计问题，并给出其增益矩阵的基本结构，然后针对过程噪声和测量噪声研究最优故障检测滤波器的设计问题，提出求解最优增益矩阵的一种算法，最后采用某型号飞机方程进行仿真验证．仿真结果表明。

摘要：研究隐马尔可夫模型 (HMM)的一种有区分力的训练方法 .在多层前向神经网络的框架中实现了 HMM的前向概率计算 .基于这一框架 ,利用偏导数的反向传播计算方法 ,通过梯度上升的优化过程来实现互信息的最大化 ,从而对 HMM进行有区分力的训练 .这一训练方法被称之为 HMM的反向传播训练方法 .此外 ,还设计了一个用以实现这一训练方法的在数值计算上具有强鲁棒性的算法 .语音识别的实验结果证实了这一训练方法的优越性 .

摘要：通过对硬式空中加油技术的研究,建立了硬式加油伸缩杆数学模型,结果表明该伸缩杆系统为一个多输入-多输出(MIMO)、耦合、非线性系统。这样解耦控制就成为系统设计的关键。当系统满足可解耦条件时,采用一种基于输入-输出(I/O)非线性反馈线性化的微分几何方法,输出与等效新输入之间呈现线性微分方程关系,选择合适的反馈形式可使伸缩杆的姿态控制解耦。解耦后,伸缩杆就可分解为俯仰和滚转方向两个相互独立的单输入-单输出(SISO)线性子系统。在MATLAB中建立了伸缩杆及其解耦模型,并进行了仿真研究。结果表明该解耦方法很好地消除了系统间的耦合作用,能够满足工程设计的需要。

摘要：针对一类含有不确定参数和未知扰动的非线性系统,提出一种鲁棒自适应控制方法以确保系统输出稳定地精确跟踪给定的参考信号。控制器的设计分两步进行:首先,在不考虑扰动的情况下,采用一种基于参数映射的Lyapunov设计方法设计系统参数自适应控制器;然后,在该自适应控制器的基础上,采用衰减控制策略设计鲁棒补偿器,实现对扰动的抑制。最后通过数字仿真验证了设计方案的有效性。

摘要：针对直升机复杂的动力学特性和日益严格的操纵品质要求,应用二自由度H∞回路成形法设计了直升机鲁棒飞行控制系统。该方法有效地将定量操纵品质指标结合到设计中,使控制系统能同时满足性能及稳定鲁棒性的要求,而且还具有明确的观测器加状态反馈控制结构,便于进行增益调节以实现大飞行包线控制。最后以某型直升机为设计对象,在典型的飞行状态点各自设计了鲁棒控制器,并进行了大飞行包线仿真验证,取得了满意的仿真结果,证明了该方法的有效性。

摘要：制导末端区是制导系统失稳前一个很短的制导段,制导末端区的正确划分对制导系统设计指标制定和性能分析具有重要意义。基于目标最优机动条件下线性化导弹目标运动学模型,研究了比例导引制导系统在末端区的特性,根据制导系统时间常数和阻尼比变化特征,提出根据制导系统特征参数划分末端区的定义方法,仿真计算表明本文的定义方法是合适的。研究结论对制导系统设计、相关总体指标制定和性能仿真验证具有参考意义。

摘要：将无轴承技术应用于开关磁阻电机中可充分发挥该电机的高速适应性,并拓宽其在微型和大功率领域中的应用。该文在已有数学模型基础上,针对其电磁转矩和悬浮力的控制特点,设计了以DSP-LF2407A为控制核心的数模混合控制实验平台。实验平台包括无轴承开关磁阻电机本体、DSP数字控制器、电流滞环控制器、PID调节单元、3套功率逆变器、传感器和相关辅助电路,并对其工作原理进行了分析。在此基础上设计了控制系统的软件,并给出了主要子程序的流程图。通过对整个实验平台硬软件的联合调试,实现了无轴承开关磁阻电机的稳定悬浮。

摘要：设计了三种型面的气膜孔扩展结构,研究了气膜冷却效率、壁面换热系数及流量系数随吹风比的变化规律.研究结果表明,与典型的圆柱形气膜孔相比,有后向扩展型面的气膜孔具有相对较高的冷却效率和换热系数,流量系数略有降低.扩展型面的流向扩展角对冷却效率和换热系数的影响大于侧向扩展角的影响.侧向扩展角只在特定吹风比下才对提高气膜的侧向覆盖率、进而提高气膜冷却效率起作用,它使得位于二次流出流下游的低压区域范围增大,流量系数减小.

摘要：针对系统矩阵和控制矩阵参数不确定性控制问题,提出满足二次稳定和二次性能指标的H∞鲁棒控制器设计方法。以此方法为基础,采用区间模型描述飞行器动力学参数变化特征,给出一种能够满足二次稳定和二次性能指标要求的混合PID/H∞鲁棒最小能量飞行控制系统方案,仿真验证了控制器设计方法和混合PID/H∞鲁棒最小能量飞行控制系统的可行性。