摘要：根据模糊控制理论 ,设计了具有自适应能力的模糊控制器 ,并进行了数字仿真。仿真结果表明 ,该控制器对机载环境下的光电跟踪系统具有良好的控制能力 ,可以保证系统精度要求 ,具有较强的自适应能力和鲁棒性。

摘要：研究了基于知识库的数控设备远程故障诊断技术,提出基于EEFL(expand element functionlanguage)的数控设备诊断知识表达方式,建立相应数据库的规划,并在此基础上融合故障树推理机制设计了基于EEFL的树型推理模型,研究了该推理模型的诊断原理和诊断过程,进行了诊断实例的分析。研究结果为数控设备建立通用远程诊断知识库和推理机制提供了一种新的方式和思想。

摘要：基于增广误差稳定性理论,为机载变压力液压泵源系统设计了模型参考自适应系统控制器,减小了控制系统中因模型软参量取值不准确且难以在线检测而对系统静态性能、动态性能造成的影响,使系统能够适应软参量,包括液压油综合体积弹性模量、系统被控高压腔容积和泄漏系数的数值变化,输出压力能够稳定、较准确地跟踪给定的参考输入。系统的仿真和实验结果均证明了这一控制方法的有效性。

摘要：分析了二次调节加载系统的特性。针对系统的特点,提出一种动态矩阵预测控制(DMC)和PID相结合的方法。通过内环来克服随机干扰,外环采用预测控制来获得优良的跟踪性能和鲁棒性,实现目标和控制的分层,对有关设计参数的选择进行了讨论。仿真试验结果表明:动态矩阵预测控制和PDI相结合的方法有效地克服了系统时变、干扰等未知影响,有较高的控制精度和较强的鲁棒性,可获得满意的控制效果。

摘要：提出了一种新的软件模型根据发动机设计人员的设计/仿真任务动态地组合算法组件得到所需的设计/仿真算法,模型可以灵活地胜任发动机设计领域变化多样的设计/仿真计算任务,并且可以使整个软件系统具有很好的扩展性.该研究意图在于创建一个规范、开放的算法组件接口体系,在此基础上建立一个可重用、可扩展的算法组件库和一个算法组件动态组合机制,从而将设计人员编制设计/仿真算法的任务转变成利用已有算法组件动态地组合出所需的设计/仿真算法.该模型让设计人员在设计/仿真工作中重用算法组件库中已有的算法成果,同时又保持了设计人员的自主性,使设计人员的工作变得更加容易和高效.

摘要：基于Hexapod平台雅可比矩阵条件数最优条件,将平台构型——振动控制一体化设计问题转化为从满足条件数最优条件的构型中选择振动控制能耗指标最小的优化问题。优化模型以自适应扰动消减(Adaptive disturbance canceller,ADC)振动控制步长参数、Hexapod下平台半径、铰点半夹角为设计变量,以控制收敛、工作空间、铰点间距为约束条件,在条件数最小的构型种群中,选择使六杆振动控制能量平均值和方差加权和最小的设计。由于优化模型及其敏度为设计变量的隐函数,选择响应面方法对模型近似后,通过不断求解近似问题得到原问题的最优解。算例结果给出平台振动控制器设计和构型设计的规律和要点,说明方法的有效性,经过一体化设计的Hexapod平台在控制和构型指标上均优于平台的原始设计。

摘要：将遗传算法(单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-II、NCGA)与高效、高精度的空间推进方法———SSPNS(Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm)流场计算方法相结合,对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点(Ma=7.0)的总压恢复最大为设计目标,多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明,单目标设计使得总压恢复有明显提高;多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合性能,采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计,并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明,若将设计点选在Ma=6.5左右,则进气道的综合性能较好。

摘要：应用热力学第一、第二定律 ,采用对管外流体温度进行加权平均的方法 ,对选定参数的横掠单圆管流动与换热进行了热力学优化分析。得到了管内 ,管外流体的温度分布图 ,系统的熵产率分布图 ,和一系列优化参数的计算式。

摘要：针对NASA 2kW高温相变吸热器采用单一熔点的相变材料出现的问题,提出了由3种相变温度不同的相变材料组成的组合PCM吸热器模型,建立了相应的物理模型,给出了数值求解方法,计算了换热管最大温度、工质出口温度、换热管总PCM熔化率等结果。并与单一PCM换热管吸热器进行了比较分析,说明采用组合PCM换热管可以很好地提高吸热器的性能,减少工质温度波动、减少吸热器质量。计算结果可用于指导吸热器的设计。

摘要：星间链路(ISL)是我国北斗三号克服区域布站、实现高精度服务的关键,其天线相位中心偏差(PCO)在设备出厂时会依据质量、设计姿态进行地面标定,但在卫星发射、入轨及在轨阶段,燃料消耗、天线展开姿态等均会引起卫星质量与姿态的变化,这将导致在轨的PCO与地面标定值不一致,该变化量会作为误差引入到测量值,进而影响卫星轨道确定精度。因此,该文研究了在轨卫星的星间链路天线相位中心偏差标定方法,联合星间、星地观测,建立了基于整网估计的星间链路天线相位中心偏差在轨估计方法,并利用两周的实测数据进行对北斗三号所有中轨卫星(MEO)进行验证,同时结合卫星生产商、轨道面进行在轨特性的详细分析,最后验证了其对轨道确定精度的影响。结果表明,该文方法可有效估计在轨卫星星间链路天线相位中心偏差,并发现,卫星在轨后大部分卫星的星间链路天线相位中心偏差基本与地面一致,但C36,C37,C41,C42卫星在Z方向与地面标定值存在15 cm左右的偏差,C25,C26,C43,C44在Y轴上存在符号相反的现象,且数值上有10 cm左右的偏差,C25,C26卫星在Z方向上存在近30 cm的偏差,正确标定在轨卫星星间链路天线相位中心偏差后,相比地面标定产品,轨道精度可提升15%。