多退化模式下的电子装备可靠性建模

通常加速退化分析中退化失效只考虑或者假设只有一个退化通道,而实际上很多情况下会存在多退化模式.产品的各个退化通道间的关系存在随机性,即任意两个退化通道间不可能只是单一的相关或者独立.在考虑这种相关性的条件下,深入研究了电子产品的性能退化理论和机理,提出了两个多退化模式竞争失效的数学模型,分别阐述了退化通道相关与独立的两种不同情况下产品可靠度评估方法.     

基于截断函数的有限时间滑模控制方法

针对一类二阶不确定非线性系统的鲁棒控制问题,提出一种基于截断函数的有限时间滑模控制算法。该算法具有以下特点:系统状态可在期望的有限时刻收敛为零;受控系统对外部扰动和参数不确定性具有全局鲁棒特性;系统状态的动态响应可解析预测;通过选择不同的截断函数可以实现对控制器性能的调节。仿真结果验证了所提算法的有效性。     

社区消防管理模式存在问题分析

社区消防管理模式的产生对于提高消防意识,推行社区自身消防保障,减轻消防部队和政府财政压力发挥了重要的作用,但自身发展中将面临消防安全有效供给不足的问题。运用纳什均衡模型和帕累托最优模型比较分析了社区消防安全效益,说明了消防安全有效供给不足的原因,并提出相关建议。     

本征模式函数与经验模式分解方法分析

介绍本征模式函数IMF满足的条件和定义,分析了经验摸式分解EMD的前提、本质及其对非线性平衡系统数据处理所体现的优越性,并以隧道采集的风力数据处理为例,对上述理论进行了验证,展示了这种新方法的作用和效果。最后,从理论上证明了所处理数据的完备性及EMD成员正交性应满足的条件。     

自治式潜水器规避航行神经网络控制器设计

在规避机动状态下,为了实现对自治式潜水器良好的航行控制,通过分析潜水器的运动状态,建立了运动状态方程,确立了非线性单输入/单输出系统.同时,将复杂的非线性模型通过微分同胚的方法转化为降阶的线性模型,并在此基础上提出了一种基于神经网络的控制方法:将滑模控制思想、反馈线性化理论及神经网络在线建模方法相结合,提出了基于神经网络的鲁棒自适应控制算法,并将此方法用于自治式潜水器高度保持的仿真中,从仿真的结果来看,控制器具有满意的控制效果,证实了该方法的有效性,能为自治式潜水器航行控制提供一定的参考.     

某型飞机采用DCCIP方式投放炸弹的精度分析

分析了影响DCCIP攻击方式轰炸精度的各种误差源,针对某型飞机平显火控系统的不同组合方式,建立了相应的精度分析数学模型,采用定型试飞数据,仿真计算了各种组合方式下的水平DCCIP轰炸精度.仿真计算结果与定型靶试数据吻合,在某型飞机平显火控系统的靶试的定型中得到了实际应用.     

模式转换器耦合波方程组的微波网络矩阵解法

求解具有边值条件的耦合波微分方程组是研究变截面波导或弯曲波导模式转换器的基本方法。利用微波网络理论,给出了一种求解边值条件耦合波微分方程组的新方法,以简化求解过程,并使得解的物理意义更加明确。对于一个考虑了N个微波模式相互作用的耦合波微分方程组,通过分别赋予其2N个不同的初值条件并求解,可得到该方程组所描述模式转换器的传输矩阵和散射矩阵,进一步利用散射矩阵可得到给定边值条件下微分方程组的解。     

特大规模组合电路高速测试生成系统ATGTA-1

针对特大规模组合电路和全扫描设计电路提出了一种高速测试生成方法，并建成了相应的测试生成系统ＡＴＧＴＡ－１。该系统采用有限回溯测试模式产生方法生成测试码，采用ｎ（机器字长）个测试码并行的单故障传播方法模拟验证测试覆盖。测试生成与故障模拟为ｎ对１紧耦合集成方式。该系统运行１０个Ｂｅｎｃｈｍａｒｋ电路，取得了低测试长度、高故障覆盖、高效率的良好效果。     

磁致伸缩扭转导波小管径弯管检测

针对扭转导波对小管径弯管的检测问题,分别采用数值模拟和实验方法进行研究。使用ANSYS软件模拟扭转导波在弯管中的传播;设计一种针对小管径管道的磁致伸缩扭转导波检测传感器,并对弯管进行检测,建立该传感器的导波激发和接收模型,利用理论模型对实验信号进行解读。研究结果表明:T(0,1)模态导波在小管径管道弯头处发生模态转换,部分T(0,1)模态转换成F(1,1)模态,F(1,1)模态具有方向性,垂直于弯头拱背-拱腹方向;模态转换会造成检测信号的双端面反射现象,第二个端面回波与第一个端面回波幅值比随频率的增大呈减小趋势;传感器激发出的纵向磁致伸缩力会导致实验信号中出现少量纵向模态导波。研究结论为磁致伸缩扭转导波对小管径弯管的检测提供理论指导。     

滑模变结构控制的月球着陆舱姿态控制系统设计

在我国的探月计划中,要实现月球探测器软着陆于月球表面.在分析月球着陆舱软着陆段的飞行任务对于姿态控制要求的基础上,基于滑模变结构控制方法,根据实际姿态角和期望姿态角的偏差,给出了线性滑动模态面的切换方程,采用指数趋近律和边界层削抖的方法,推导出期望控制力矩的计算公式.并研究了姿控发动机的配置特点和点火逻辑.给出了由期望力矩计算实际控制力矩的方法.仿真结果表明,该姿态控制系统能迅速地将着陆舱跟踪到期望姿态.着陆舱经过514s飞行,在距月面2 km处将速度减为零,将姿态调整到垂直向下,完成了飞行任务.飞行轨迹比较平滑,具有较好的鲁棒性和自适应性.