线性可调音速喷嘴工作特性仿真

为了满足组合发动机模态转换的要求,连续稳定调节推进剂流量十分关键。为此,针对气体推进剂,在常规音速喷嘴的基础上设计了一种可调音速喷嘴。通过塞锥改变音速喷嘴的节流面积,进而实现流量的连续调节。采用两次包络线方法设计塞锥型面,使得可调音速喷嘴具有线性的流量特性。采用计算流体动力学数值仿真研究可调音速喷嘴的工作特性。仿真结果表明反压小于临界反压时,可调音速喷嘴流量不受反压影响。可调音速喷嘴保持临界状态的临界反压比随流量的减小呈增大的趋势。线性可调音速喷嘴的流量与塞锥位置有较好的线性关系,其流量系数高且几乎不受塞锥位置的影响。     

对DES密码的一种新的线性分析

首先推广了变换的线性偏差的概念,然后利用它把密码体制线性偏差的数学描述也进行了推广,给出了DES密码的线性偏差与轮函数F的线性偏差的关系,确定了DES密码16轮以内各轮的线性偏差上界。     

信息分段线性模型仿真方法研究

本文将探讨用信息分段线性(KJIA)模型仿真方法、面向对象的仿真方法、信息流发生时间约束传播的仿真策略研究综合C~4ISR系统,对综合C~4ISR系统仿真面临的问题进行深入分析和论证。     

同轴环缝气流作用下锥形液膜线性稳定性分析

为了分析气液同轴离心式喷嘴的雾化机理,对同轴气体作用下的锥形液膜进行时间稳定性分析,推导同轴气体作用下锥形液膜的色散方程,建立离心式喷嘴出口参数预测模型,用于数值求解色散方程。结果表明：喷嘴出口液膜厚度随着喷注压降的增加而减小,喷雾锥角、液膜速度和轴向速度随着喷注压降的增加而增大。同轴气体作用下液膜由正弦模式的表面波主导,因为正弦模式的表面波增长率远大于曲张模式的表面波增长率。当环缝气体喷注速度较小时,增加气体速度会减小气液相对速度,从而减弱气液相互作用,使得液膜主导表面波增长率和频率减小、破碎时间和破碎长度增加。而当环缝气体速度超过一个临界值后,随着气体速度的增大,液膜主导表面波增长率和频率迅速增大,破碎时间和破碎长度迅速减小。     

基于线性预测的雷达航迹压缩算法

雷达通信手段遭到破坏时,目标航迹数据无法传输,可以采用北斗短报文进行应急传输。针对北斗短报文通信容量有限的问题,提出一种基于线性预测的雷达航迹压缩算法。采用线性预测的方法将雷达获取的目标航迹进行分段直线拟合确定航迹的特征点,用特征点代替航迹进行传输实现对航迹的压缩。仿真结果表明:该算法具有非常好的航迹压缩效果。     

基于状态观测器的四旋翼飞行器鲁棒控制

针对一类具有不确定性的系统,当系统状态难以测量时,通过构造状态观测器,设计了基于状态观测器的鲁棒控制。通过选取李雅普诺夫函数,推导出满足鲁棒控制器存在的充分性条件,再通过Schur补性质将矩阵不等式转化为等价的线性矩阵不等式。利用MATLAB中的LMI工具箱求解线性矩阵不等式,得状态观测器增益和状态反馈控制器增益。最后,将结论应用于四旋翼飞行器中,证明了所提方法的有效性。     

大气层内滚转角速度稳定动能拦截器姿态控制系统设计

针对大气层内滚转角速度稳定动能拦截器具有反应快速、耦合性强等特点,本文首先分析了传统的小扰动法设计姿控系统的优缺点,然后提出了基于极点区域配置的变增益控制系统设计方法。该方法通过在整个参数空间寻求单一李亚普诺夫函数来保证系统的全局稳定,与小扰法相比,它不仅可保证理论上的稳定,而且离散计算量小。最后的仿真表明,基于该方法设计的控制器具有良好的控制性能。     

基于不确定LPV系统的变体飞行器姿态控制

针对变体飞行器姿态控制系统,提出一种基于双层多面体描述的LPV多目标控制器,同时考虑调度参数的变化和系统不确定性的影响。第一层多面体用于管理调度参数并在顶点不确定系统上设计增益调度控制器;第二层多面体建立在每个顶点系统上以进行闭环控制系统的鲁棒设计。上述控制器求解问题最终可转化为求解一组有限数量的线性矩阵不等式。仿真结果表明,在所设计控制器作用下,变体飞行器系统可较好的跟踪攻角参考信号,同时具有良好的鲁棒性能。     

时变通信时延下的多无人机系统编队追踪控制

针对存在时变通信时延的情形,研究了多无人机系统的编队追踪控制问题,使得系统中的领导者能够追踪期望轨迹,跟随者能够追踪领导者轨迹并形成期望编队。对系统中的无人机建立其动力学模型,对于所描述的情形作出一些基本假设和说明。基于一致性理论对领导者和跟随者设计相应的控制器,通过变量代换和数学变形,将原系统的编队追踪控制问题变为低阶系统的渐近稳定问题。设计合适的Lyapunov-Krasovskii函数,运用线性矩阵不等式的相关定理,推导出新系统渐近稳定的充分条件。在Matlab环境中对系统进行飞行仿真实验,实验结果表明：在满足所给条件时,系统在时变通信时延条件下能够实现编队追踪控制。