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由飞机牵引并绕轨道飞行的尾线天线的建模与控制
对几种控制线的稳态形状和风梯度引起的振动的候选方案进行了研究。使用经典振动链开发了计算机模拟，将自由/固定边界条件叠加在线的稳态形状和张力分布上。分析中考虑了几种形式的恢复力和耗散力。证明了叠加方法在很宽的操作范围内的有效性。开发了一种控制律，它调节拖曳机轨道半径，并证明了所有振动减少 50% 或更好的潜力。研究了第二种方案，即在线的尾端使用可控减速伞。可控减速伞在减少振动方面取得了有限的成功，但在调整线的稳态形状方面很有用。
由飞机牵引并绕轨道飞行的尾线天线的建模与控制
对几种控制线的稳态形状和风梯度引起的振动的候选方案进行了研究。使用经典振动链开发了计算机模拟，将自由/固定边界条件叠加在线的稳态形状和张力分布上。分析中考虑了几种形式的恢复力和耗散力。证明了叠加方法在很宽的操作范围内的有效性。开发了一种控制律，它调节拖曳机轨道半径，并证明了所有振动减少 50% 或更好的潜力。研究了第二种方案，即在线的尾端使用可控减速伞。可控减速伞在减少振动方面取得了有限的成功，但在调整线的稳态形状方面很有用。
由飞机牵引并绕轨道飞行的尾线天线的建模与控制
对几种控制线的稳态形状和风梯度引起的振动的候选方案进行了研究。使用经典振动链开发了计算机模拟，将自由/固定边界条件叠加在线的稳态形状和张力分布上。分析中考虑了几种形式的恢复力和耗散力。证明了叠加方法在很宽的操作范围内的有效性。开发了一种控制律，它调节拖曳机轨道半径，并证明了所有振动减少 50% 或更好的潜力。研究了第二种方案，即在线的尾端使用可控减速伞。可控减速伞在减少振动方面取得了有限的成功，但在调整线的稳态形状方面很有用。
带涵道风扇的尾座式发动机的建模与控制
第 4 章 姿态控制 ..................................................................................................................................................................................39 4.1 姿态误差....................................................................................................................................................................................................41 4.1.1 四元数姿态误差....................................................................................................................................................................................41 4.1.2 解算倾斜扭转....................................................................................................................................................41 .................................................................................................................................................................................43 4.1.3 解析欧拉角....................................................................................................................................................................................49 4.1.4 姿态误差对比....................................................................................................................................................................................................61 4.2 姿态控制....................................................................................................................................................................................................................................61 62 4.2.1 PID . ... . ...
创新控制效应器无尾战斗机的模型预测控制综合
西密歇根大学 ScholarWorks 研究生院免费向您提供本硕士论文 - 开放获取版。西密歇根大学 ScholarWorks 授权管理员已接受本论文，将其纳入硕士论文。如需了解更多信息，请联系 wmu-scholarworks@wmich.edu 。
由飞机牵引并绕轨道飞行的尾线天线的建模与控制
对几种控制线的稳态形状和风梯度引起的振动的候选方案进行了研究。使用经典振动链开发了计算机模拟，将自由/固定边界条件叠加在线的稳态形状和张力分布上。分析中考虑了几种形式的恢复力和耗散力。证明了叠加方法在很宽的操作范围内的有效性。开发了一种控制律，它调节拖曳机轨道半径，并证明了所有振动减少 50% 或更好的潜力。研究了第二种方案，即在线的尾端使用可控减速伞。可控减速伞在减少振动方面取得了有限的成功，但在调整线的稳态形状方面很有用。
开发亚音线单尾发动机（Susan）...
本文介绍了亚音速单AFT发动机（Susan）Listabilitable研究工具（SARV）机翼结构的高级概述。为机翼的结构布局做出了唯一的设计注意事项，以包括电池的存储空间，分布式电动发动机以及在货物盒中托运机翼的要求。将讨论机翼结构开发过程，包括机翼内部结构设计演变，制造示范车辆的制造，机翼外霉菌线设计，机翼内部结构和机翼皮肤的整合，以及最终将机翼与机身结构集成。此外，将讨论机翼皮肤设计的开发，同时突出机翼皮肤制造示范面板以及用于材料表征的复合测试。
具有一般损失功能的重尾SGD算法稳定性
在几项经验研究中，已经报道了随机梯度降低（SGD）中的重尾现象。以前的作品中的实验证据表明，尾巴的重度与SGD的概括行为之间存在很强的相互作用。从理论上讲，为了解决这一经验现象，几项作品做出了强有力的拓扑和统计假设，以将概括误差与沉重的尾巴联系起来。最近，已经证明了新的概括范围，这表明了概括误差和重型尾巴之间的非单调关系，这与报道的经验观察者更相关。尽管可以使用重尾随机微分方程（SDE）对SGD进行建模，但这些界限不需要有条件的拓扑假设，但它们只能应用于简单的二次问题。在本文中，我们在这一研究方面构建，并为更通用的目标功能开发了一般的界限，其中也包括非凸功能。我们的方法是基于重尾sdes及其离散化的范围瓦斯汀稳定性范围，然后我们将其转换为概括界。我们的结果不需要任何非平凡的假设；然而，由于损失功能的一般性，他们对经验观察的启示更加明显。
COVID-19 期间黑碳气溶胶的减少......
1 马克斯普朗克化学研究所多相化学系，德国美因茨 55128 2 马克斯普朗克化学研究所大气化学系，德国美因茨 55128 3 不来梅大学环境物理研究所，德国不来梅 28359 4 约翰内斯古腾堡大学大气物理研究所，德国美因茨 55128 5 德国航空航天中心 (DLR) 大气物理研究所，德国上法芬霍芬 82234 6 莱比锡大学物理与地球科学学院，莱比锡气象研究所，德国莱比锡 04103 7 莱布尼茨对流层研究所实验气溶胶和云微物理系，德国莱比锡 04318