一种新的闭路制导导引方法

闭路制导方法是一种实用的方法误差比较小的制导方法。其中,如何将实际速度导引到需要速度至关重要,通常的闭路制导导引方法在关机点附近不稳定,会产生一定的方法误差。为了避免这种导引不稳定的影响,本文给出了一种采用目标瞬时方位角为基准的新型闭路制导导引方法。通过仿真计算,证明该方法关机点附近导引稳定,导引引起的方法误差较小。     

TOFS:一种新的宽带源DOA估计算法

介绍了一种新的宽带源DOA估计方法:TOFS。与TOPS(投影子空间正交性测试)方法类似,该方法通过同时测试频域各频段噪声子空间与阵列搜索流型之间的正交性来进行DOA估计。作为对比,根据非相关MUSIC方法,提出了一种新的适用于宽带的非相关MUSIC方法,称为I-MUSIC方法。与宽带相关方法不同,TOFS方法不需要任何初始值的预估。与宽带非相关方法也不相同,TOFS方法同时测试各频段噪声子空间与阵列搜索流型之间的正交性。仿真了TOFS与I-MUSIC、CSSM、TOPS的性能比较。仿真结果表明,CSSM方法在低信噪比时有较好的性能,TOFS方法在中等信噪比以上时,有较好的性能。同时,TOFS方法避免了TOPS方法中常常出现的伪峰。     

人力资源管理中培训方法评述

人力资源培训的方法多种多样,内容十分丰富。选择适合组织内受训人员特点的培训方法,是人力资源培训的重要原则。传统的培训方法包括很多种,这些方法分别侧重于技术技能培训和知识的提高。各种科学技术,尤其是计算机技术被应用到人力资源的培训中,形成了许多新兴的培训方法。这些新兴的方法依靠组织大量的投资得以实现,但同时也起到了传统培训方法所无法起到的作用。无论是传统的培训方法,还是新兴的培训方法,都有各自的优点和不足。因此,对人力资源培训方法的不断创新,将成为组织人力资源培训的未来发展趋势。     

再生冷却燃气对流换热系数计算方法优化研究

目前通常使用Bartz方法来计算液体火箭发动机推力室燃气强迫对流传热系数。Bartz方法没有考虑推力室燃烧区域分布和边界层厚度变化等实际情况对燃气热流的影响,不能很好的反映燃烧区域的燃气热流密度分布,其计算结果与试验存在一定的偏差。在Bartz方法的基础上,考虑燃烧区域长度、边界层厚度变化和流动加速性的影响,建立了修正的Bartz方法,再分别采用Bartz方法、修正的Bartz方法和Pavli方法,进行了推力室再生冷却传热计算。与液氧/甲烷发动机推力室试验结果对比表明,在三种方法中,修正的Bartz方法计算结果与试验结果最为接近。最后,采用修正的Bartz方法研究了推力室压力和混合比对再生冷却的影响。     

景象匹配方法综论

景象匹配方法是计算机视觉研究中的一种重要方法。本文综合叙述了这一方法的基本概念和基本原理,并着重介绍了若干重要的景象匹配技术和方法,阐明了这些技术或方法的特点和主要性能,还比较了其中的三种典型匹配方法用于地图匹配中的性能。     

再入飞行器机动弹道的设计

本文主要讨论再入飞行器机动弹道的设计问题。讨论了两种方法。 一种方法从最佳原理出发设计最佳机动弹道。本文提出的计算最佳再入机动弹道的方法简单易行、工作量较小。 另一种方法从保证终点速度最大的要求出发,在考虑了迎角对阻力系数影响的条件下,得到了选择再入机动弹道的工程方法。 计算结果表明二种方法设计的弹道,相差不多。从而证明了工程设计方法的可用性。     

应用伪谱法的运载火箭在线制导方法研究

研究Gauss伪谱法(GPM)在液体运载火箭抛罩结束到入轨飞行段制导律设计中的应用性。在每一个制导周期内,采用高效高精度数值轨迹优化方法计算当前制导周期内的制导律。通过合理选择非线性规划问题的基点数量和制导周期,节省制导方法计算时间。将基于伪谱法的制导方法与运载火箭中使用的迭代制导方法进行对比,在保证同等入轨精度的条件下,该方法对于复杂约束问题处理方法更为便捷,满足在线制导的需求。同时仿真表明,该方法能够有效应对各种偏差,是比较接近工程应用的一种方法。     

经验的和分析的比冲预测方法评述

本文评述了七种经验比冲预测方法,其中包括赫格里斯提出的一种新方法。利用所有经验方法,包括赫格里斯发动机优化程序在内的经验方法,评定了赫格里斯发动机,并作了比较。計算结果表明,除SEA法外,其他所有方法给出的比冲平均误差均小于1％。而赫格里斯新方法给出的比冲最精确。本文还给出了固体发动机性能程序(SPP)的理论分析同经验方法計算结果的比较。比较表明,对该发动机数据库来说,经验方法比冲的平均误差与分析方法相当。但经验方法的际准差较大。     

基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法

鉴于风洞中测评飞行器控制性能更加真实的特点,研究了一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法。首先,明确评估对象,即基于风洞可评估的导弹姿态控制性能及其指标;其次,提出一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法,包括试验方法、数据处理方法与性能评定方法,通过试验方法可以获取到性能评估所需的原始试验数据,通过数据处理方法可将试验原始数据转换为性能评定所需的性能指标参量,通过性能评定方法可以对导弹姿态控制性能的优异进行界定。最后,以某高超声速导弹为例,基于其数学仿真模型,对该评估方法进行仿真验证,初步论证该评估方法的可行性。     

前馈功放线性化技术的研究

将前馈功放线性化的过补偿方法与传统方法相比,过补偿前馈方法不但缩小了电路的尺寸,降低了成本, 而且提高了整个功放系统的效率,是一种较具吸引力的方法。仿真结果表明,它对三阶交调失真的抑制也比传统方法提 高9dB以上。     

固体火箭推进剂药柱优化设计方法的进展

根据对有关文献的分析,介绍了模型搜索技术结合简化性能模型的优化设计方法,该方法是以发动机的推力-时间曲线为优化目标进行药柱几何形状的优化设计,简化了设计分析,达到了“速度和精度”的折中要求,大幅度的缩短了设计周期.     

脉冲／变燃面法测定含铝推进剂的响应函数和微粒直径

介绍了在T形燃烧器中用脉冲/变燃面法测定含铝推进剂的响应函数和Al_2O_3微粒平均直径的试验方法和试验原理.并介绍了试验测试系统和试验结果.该试验可为固体火箭发动机燃烧不稳定性预估提供原始数据.     

高压燃速声发射测试技术研究

简要介绍了一种高压燃速声发射测试方法的原理、测试系统及其技术参数。在3～20MPa下进行了不同燃速的测定，结果表明，该系统测试相对误差小于0．9％．     

复合固体推进剂定应变测试研究

考察了拉伸速率，试件夹持方式，环境温度、湿度等多种因素对推进剂定应变性能和测试数据重视性的影响，提出了推进制定应变测蔗的试验条件。     

一种自动优化的三角形有限元网格生成技术

提出了一种自动优化和三角形有限元网格生成方法，这种方法可以给出最佳的单元形态和节点分布方式，非常有利于提高有限元分析的精度和节约计算机内存及机时，该法已经应用于固体火箭发动机燃烧稳定性预估，并取得了良好的结果。由计算结果证明，该法正确，有效和实用。     

固体火箭发动机喉部烧蚀的计算机模拟

根据已知的固体发动机地面静止试验的喷管喉部瞬时烧蚀数据,建立了数字时间序列分析方法,获得了喉部烧蚀规律的数学统计模型,并用蒙特卡罗法对其喷管喉部烧蚀进行了计算机模拟,计算结果与实际结果相符。     

固体发动机推进剂燃速预估研究

介绍了用随机小尺寸试验发动机平均燃速预估全尺寸发动机燃速的方法，讨论了全尺寸发动机燃速预估精度及其影响因素，并通过实例指出提高全尺寸发动机燃速预估精度的主要途径。     

一种确定固体火箭发动机尺寸的方法

提供一种确定战术导弹用助推进一退航式固体火箭发动机尺寸的方法。该分析方法根据微分速度和加速度要求，建立数学模型，来确定助推器的尺寸。通过实例证明此方法具有先进性和有效性。     

旋转发动机内弹道计算初探

提出了一种旋转固体火箭发动机的内弹道计算方法。在推导出旋转条件下的燃面变化规律的基础上,采用龙格库塔法求解了内弹道计算基本方程,并编制了计算程序。旋转和不旋转情况下的计算结果对比表明,旋转使发动机内压强增高,工作时间缩短,拖尾段加长。最后还就实验研究方法和实验结果处理进行了探讨。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。