容错导航系统的一种联合滤波器结构及其算法

本文提出了一种采用联合卡尔曼滤波器结构的容错导航系统的滤波算法。这种在多处理机环境下并行处理的分布式滤波算法有效地解决了具有多子系统的容错导航系统的实时要求。主滤波器的状态联合算法保证了获得系统最优公共状态估值。基于联合滤波器结构,水文提出了容错导航系统的故障检测与隔离(FDI)算法,将故障检测隔离决策归结为各子系统的状态估值与基于系统特性及先验噪声模型的状态估值之间的均值一致性检验问题。FDI算法决策并隔离发生故障的子系统对整个系统性能的影响。基于公共状态量的概念,简化了FDI算法的计算。     

跨声速非等熵势函数方程的数值求解

基于动量方程的特点,本文将只与温度有关的“等熵密度”与熵的变化分离,而由散度型动量方程直接计算出气体经过激波的熵增。与经典势函数方程迭代,可以方便地求解非等熵跨声速流动。从对任意回转面叶栅的跨声速流动计算来看,这种非等熵势函数得到的激波位置可比等熵势函数前移1～2个网格,强度有所减弱,和试验结果较接近。由于各流线的熵不相等,对Kutta条件和出口边界条件作了修正。本文建议的方法也可用于计算流函数的熵增。     

当代教师素质刍议

全面推进深入实施素质教育,教师是关键。实施好素质教育,要解决的根本问题是教师素质。教师应具备的素质为思想道德素质,文化知识素质,业务能力素质,身心健康素质。     

非圆信号虚拟阵列波束形成算法

利用非圆信号的实值特性,提出了一种利用信号共轭扩展阵列孔径的虚拟阵列构成方法,将其应用在自适应波束形成中,对其波束形成的性能进行了分析和改进,并提出了一种快速的实现方法。该虚拟阵列的构造方法能同时保留时间信息和方位信息,用于自适应波束形成中,可以改善波束图形状,提高阵列增益,对抗超自由度干扰。计算机仿真验证了该方法的优越性。     

基于回归分析的飞轮泄漏预测模型构建研究

为解决飞轮在交付前其壳体存在微漏这一难题,选取飞轮转速和跑合时间的相关关系作为回归分析对象,探索一种飞轮密封泄漏预测模型的构建方法,并针对该模型进行方差分析、统计检验和相关分析,以保证模型精确度和工程实用性.利用本模型构建方法,可以针对不同规格飞轮或者飞轮其他性能参数构建预测模型,确保交付后飞轮的密封可靠性.     

计算机生成兵力模型的实时调度技术

针对计算机生成兵力系统在采用步长法推进逻辑时间时其实时性易受影响的问题,提出了将时间同步和模型调度进行解耦的实时推进方法,其中同步过程使用独立的线程读取本地时钟并通过运行支撑环境(RTI)驱动逻辑时间推进.同时提出了一种适合兵力模型的新的静态调度算法.该算法根据模型运行周期和系统步长划分调度表,并基于负载均衡的原则为模型分配仿真步长,具体包括3个处理过程:为仿真实体分配节点、产生初始调度表、运行时调整调度表.实验结果表明所提出的方法在保证良好的实时性基础上具有较小的开销和较高的处理器利用率.      

多端口射频开关矩阵单元的设计及应用

多端口射频开关矩阵是卫星有效载荷单机产品自动检测系统的主要组成单元,文章主要介绍了多端口射频开关矩阵产品的射频链路构造设计、控制电路设计和控制软件设计,并给出了应用范围。     

环境参数对飞机防冰热载荷的影响规律

为在飞机热气防冰系统设计过程中准确计算防护表面的防冰热载荷,以某飞机翼段模型为例,对防冰热载荷计算开展了研究,给出了计算流程,研究了来流速度、高度、温度、液态水含量和水滴直径等环境参数变化对翼段表面热载荷分布规律的影响。研究结果表明:①热载荷主要分布在机翼前缘,且越靠近翼尖部分热载荷数值越大,热载荷曲线呈现中间低两边高的分布;②表面热载荷分布范围和量级与来流速度和水滴直径呈正相关关系;飞行高度的变化对表面热载荷分布的影响较小;来流温度降低或液态水含量增加,热载荷数值增大但分布范围不变;水滴直径增加10 μm,上翼面热载荷分布范围增加约50%。      

HIGH CYCLE FATIGUE RELIABILITY ANALYSIS ON ROTOR HUB BASED ON APPROXIMATION TECHNIQUE

A high cycle fatigue reliability analysis approach to helicopter rotor hub is proposed under working load spectrum. Automatic calculation for the approach is implemented through writing the calculating programs. In the system, the modification of geometric model of rotor hub is controlled by several parameters, and finite element method and S-N curve method are then employed to solve the fatigue life by automatically assigned parameters. A database between assigned parameters and fatigue life is obtained via Latin Hypercube Sampling （LHS） on toler- ance zone of rotor hub. Different data-fitting technologies are used and compared to determine a highest-precision approximation for this database. The parameters are assumed to he independent of each other and follow normal distributions. Fatigue reliability is then computed by the Monte Carlo （MC） method and the mean-value first order second moment （MFOSM） method. Results show that the approach has high efficiency and precision, and is suit- able for engineering application.     

四元数反馈控制技术研究

弹道导弹、运载火箭在飞行过程中经常会出现三通道大范围调姿的情况,如果用传统的姿态角控制方案,当3个欧拉角中的第2个欧拉角出现过90°的情况时,欧拉角计算出现奇异.本文针对采用捷联惯性测量组合作为敏感器件的弹道导弹、运载火箭提出了四元数控制方案,即采用初始四元数q0袁征初始姿态、终端四元数q1表征终端姿态,实时计算调姿程序四元数qcx以及姿控系统控制量四元数△q(k)的方法,可避免姿态角计算奇异问题,且姿态过程优化.数学仿真证明了该方案的正确性和可行性.