摘要：提出将遗传算法用于半固态挤压工艺参数的优化设计中,选用AlCuSiMg合金进行半固态挤压试验,结合人工神经网络方法建立了半固态挤压系统的优化模型.在对遗传算法实现的关键问题中,如编码原则、初始种群的产生、目标函数向适应值函数的映射、适应值的调整,以及种群数目、杂交概率、变异概率等参数的选择进行研究的基础上,确定了合适的遗传参数,计算出了半固态挤压工艺参数的优化数据.按该参数进行试验,效果良好,可以有效地减小半固态挤压变形力,其试验数值与计算数值基本相符,说明所提出的方法是可行的.

摘要：针对可重复使用运载器末端能量管理阶段的在线轨迹生成与制导问题,研究了一种基于参数化轨迹描述且不依赖在线积分推演与气动辨识的三维轨迹预测-校正制导算法。首先,设计了由动压上边界、下边界和最大能量边界构成的动压包线,由一个参数对包线内的动压剖面进行描述,采用离线计算的方式预先获得飞行航程随动压剖面参数、倾侧角和能量高度变化的关系并存为三维数表。随后,根据当前状态和地面航迹参数计算得到各飞行阶段地面航程信息,在待飞航程的预测中,考虑侧向机动的航程损失和模型偏差影响,采用分段查表和在线估计航程修正系数的方法对预测航程进行了两次修正。最后,研究了约束条件下的多轨迹参数连续更新策略,以保证消除航程偏差的同时轨迹具有适宜性。仿真结果表明,该方法对于初始位置、能量状态散布不敏感,其末端位置控制精度保持在米级。完成单次轨迹预测-校正的时间不超过2.3ms,拥有较高的在线预测效率,对突发故障造成的模型偏差具有较强的适应能力。

摘要：首先描述了两个非线性控制系统间输出反馈相似的概念 .这种相似性是线性系统理论中输出反馈等价概念的一般化 .然后 ,讨论了由这样的控制系统互联而成的非线性组合系统 .这种组合系统仍然具有某种相似结构 .充分利用这种相似结构设计出一种鲁棒分散输出反馈控制器 .

摘要：为克服极区飞行时地理经线收敛引起传统机载惯性导航系统力学编排方案无法定位定向的问题,提出了格网坐标系下的惯导力学编排方案。该方案可以直接获得格网航向而无需任何外界参考信息,地心地固坐标系下的位置坐标替代传统经纬度坐标可直接用于飞机定位。推导的格网导航坐标系下的导航误差方程可方便用于组合导航算法设计。仿真分析表明格网导航算法误差特性同常规导航方案的误差特性一致,可以满足极区飞行时飞机的导航需要。

摘要：由高速驱动电机与压气机组成的电动增压系统,空气经系统压缩进气缸参与燃烧以提升动力输出。但高速电机的高损耗密度和高频特性会引起永磁体高温退磁和绕组阻感变化,不利于系统长时间稳定工作。基于受阻感影响小的基波/三次谐波磁链复合信号设计了新型高速电机无位置控制策略。同时在电机设计时将提升三次谐波信噪比,减小转子径向力和涡流损耗作为优化目标,对极弧系数等电机结构参数进行了设计优化。采用三维温度场方法分析电机温升,发现不同阶段热量传播路径存在不同。样机性能实验显示系统负载运行动态响应迅速,有效降低动力迟滞;温升实验结果表明热平衡时永磁体温度远低于极限温度,可靠性提升;亦验证了热量传播路径的观点。

摘要：襟翼侧缘噪声是飞机起降阶段机体噪声的重要噪声源。采用极大涡模拟对襟翼侧缘非定常流场进行数值模拟,分析其噪声产生机理.基于此,提出了两种襟翼侧缘修型方式,应用虚拟渗透面的Ffowcs Williams and Hawkings(FW-H)声比拟方法将修型构型的远场噪声频谱特性和指向性与基准构型对比分析,研究其降噪效果。通过流场和声场的数值模拟表明,襟翼侧缘噪声属于宽频噪声。不同的襟翼侧缘形状改变了流场形态、侧缘涡结构以及涡系的发展过程,进而对声源分布和远场噪声特性产生影响。结果表明:在给定的5°计算迎角下,两种襟翼侧缘修型方式在保证增升装置的原有升阻气动特性的前提下,能达到减小全场总声压级1~2 dB的降噪效果。

摘要：由于信号处理、量测采集延时等原因,导致多传感器系统中存在量测时间戳不准确,即量测时间偏差。针对量测存在时间偏差的分布式多传感器系统,提出一种时间偏差校准分布式多传感器多目标跟踪算法。在局部处理器,针对传感器量测存在虚警和漏检的情况,基于联合概率数据关联(JPDA)和扩展卡尔曼滤波(EKF)算法进行多目标跟踪,估计出存在时间偏差的局部航迹。在全局处理器,针对局部航迹时间偏差导致全局航迹精度下降的问题,首先,采用逆卡尔曼滤波基于局部航迹构造等效量测,针对匀速直线运动目标,推导出相对时间偏差伪量测方程并给出计算方法;然后,提出一种基于伪量测的相对时间偏差估计算法,采用递推最小二乘估计与卡尔曼滤波在空域及时域实现了相对时间偏差的联合估计;最后,设计一个时间偏差校准分布式多传感器多目标跟踪架构,联合进行时变时间偏差估计与补偿、“等效量测-全局航迹”关联和全局航迹更新。虚警和漏检下的多传感器多目标跟踪仿真结果表明:量测存在时间偏差情况下,所提算法可以有效提高融合后的全局航迹精度。

摘要：考虑弹性飞机在风干扰作用下乘客乘坐舒适性降低,提出一种基于奇异摄动分解的乘坐品质控制方法。针对弹性客机动力学模型,采用奇异摄动理论将模型解耦为刚性慢变子系统和弹性快变子系统。考虑刚性子系统的附加时变扰动和气动不确定影响,设计干扰观测器估计扰动项并采用神经网络处理模型不确定性,将复合估计信息作为前馈补偿并结合俯仰角速率和法向过载跟踪误差反馈给出自适应鲁棒控制策略。针对弹性子系统设计非奇异终端滑模控制,实现振动主动抑制。综合刚弹子系统控制器设计形成弹性客机乘坐品质控制律,实现附加法向过载和弹性模态的快速抑制收敛。基于李雅普诺夫稳定性分析证明了系统的一致终值有界。仿真结果表明,在离散突风和大气紊流作用下所提出的控制方法能够降低客机关键位置处的附加法向过载,有效提升弹性客机乘坐品质。

摘要：文中通过采用一种新的非线性滤波方法(Unscented Kalman Filter)设计 UKF 滤波器,以星敏感器(CCD)为唯一测量元件,在无速率陀螺条件下求得卫星三轴姿态角速率。在相同条件下对 UKF 和 EKF 两种非线性滤波方法进行了对比,对于非线性系统仿真结果显示 UKF 的精度和鲁棒性强于 EKF,且收敛快。

摘要：在衍生于卡尔曼滤波的INS/GPS组合导航自适应算法中,Sage-Husa算法是针对不确定的系统噪声协方差阵Q阵和量测噪声协方差阵R阵的经典算法。文中推导了自适应Q阵和R阵,在自适应Q阵中补充了Sage-Husa算法遗失的一些量。为了尽可能多保留信息,构造新方法使得Q阵非负定和R阵正定,取消了易导致估计偏差的均值估计,修改了Sage-Husa算法中使初始噪声方差的作用很快趋于零的设计思想,可控制固定噪声方差的比例。在3种数据扰动环境下,利用动态仿真计算分析和比较了相关算法发现,同时对Q阵和R阵做自适应估计的算法,其抵抗数据扰动的效果要优于固定Q阵只对R阵做自适应估计、或固定R阵只对Q阵做自适应估计的算法,这个结论不同于一些文献的观点。新改进的Sage-Husa算法对自适应Q阵和R阵可分别调节,有较好的适应性和稳定性。