基于最小二乘支撑矢量机的陀螺仪漂移预测

研究了支撑矢量机的回归估计算法。针对标准支撑矢量机算法训练速度慢、难以解决大规模问题的局限性，对标准算法的约束条件加以改进，得到一种最小二乘支撑矢量机回归估计算法，该算法大大提高了支撑矢量机的训练速度和解决大规模问题的能力。论文将最小二乘支撑矢量机应用于陀螺仪的漂移预测中，仿真实验结果证明了算法的有效性和可行性，为陀螺仪的实时预测及故障预报提供了可能。     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

激光跟踪仪在固体火箭发动机推力线测量中的应用

分析了静态条件下发动机推力线横移和偏斜的产生原因,介绍了激光跟踪仪的测量原理,并提出了一种激光跟踪仪测量发动机推力线的方法。从测量方法和仪器两方面进行了精度分析。发动机推力线测量实例证明了该方法的可行性;误差仿真计算结果证明了该方法具有较高的测量精度。     

固体发动机推力偏差对导弹级间分离的影响

考虑固体发动机推力偏斜和横移的影响,应用六自由度弹道方程对地空导弹级间分离进行了建模、仿真。对级间分离后主级受控信号被助推级遮挡过程进行了建模分析。仿真计算表明,推力偏斜和横移对分离(或遮挡)过程影响较大;分离时间越晚,过程时间越短;第一个滚转周期内的推力偏差对结果有决定性影响。     

分布式小卫星雷达系统误差估计的新方法

相干联合处理小卫星编队雷达接收的地面回波可在获得大的成像测绘带的同时获得较高的方位分辨力，具有非常重要的军事应用前景。然而复杂的分布式小卫星雷达系统误差尤其是三维基线误差和多通道幅相误差，严重影响了联合处理各卫星回波数据的效果，甚至使其失败。针对这一问题，提出了一种新的分布式小卫星系统误差补偿方法，该方法不需要迭代运算，可在基线误差控制在分米数量级的基础上对回波信号的空间导向矢量进行准确估计。计算机仿真验证了方法的有效性。     

珠承全轴摆动喷管的设计和分析

介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景.     

二次喷管对引射火箭性能影响研究

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器，就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明，二次喷管降低了发动机的引射系数，但改变了燃烧室的压强分布，使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下，存在一个最佳二次喷管出口面积，它能使引射火箭的推力达到最大。     

直接力与气动力复合控制拦截弹建模与控制

建立了大气层内直接力与气动力复合控制拦截弹的姿态运动模型,应用混杂自动机建立了拦截弹的切换模型,给出了控制系统的切换规律和直接力的控制规律。该方法反映了拦截弹在不同状态间的切换,便于拦截弹的控制,易于工程实现。仿真结果表明,该方法能够在节省使用脉冲发动机的情况下有效的实现拦截弹的姿态调整,显示了该方法的有效性和优越性。     

L型控制发动机两种推力测量方法比较

为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要，先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证，对试验结果进行分析、对比．结果表明，采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高，推力测量结果比冲散差小，满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。     

SAR产品图像像素定位方法的选择与参数优化

通过对几种合成孔雷达（ＳＡＲ）遥感图像的像元定位理论模型进行阐述了比较，得出距离－－多普勒（Ｒ－Ｄ）模型作为定位模型的核心内容为最佳。进而指出了定位模型建立和达到实用的过程中仍需完善和解决的若干问题，尤其是结合ＳＡＲ图像产品格式，指出了所需参数的获取与优化方法。