噪声调幅干扰信号波达方向估计研究

利用噪声调幅干扰信号频谱结构的特殊性,提出基于阵列接收信号载频处频域数据的波达方向估计算法,通过仿真分析表明该算法的角度估计性能明显高于目前广泛采用的比幅比相单脉冲测角法,并且计算量也大大低于传统的波达方向估计算法.     

ZN3火箭姿态测量用太阳角计

本文给出了用于ＺＮ３火箭姿态测量太阳角计的原理和测量结果，讨论了背景抑制和标定方法，分析了误差来源。该仪器采用选取适当探测波段和比值测量方法较好地消除了地外太阳辐照和大气消光的影响，也有效地抑制了背景辐射的干扰，大大提高了测量精度。实测结果表明，火箭姿态角测量的均方根误差约为０．７°。这一方法适用于各种自旋稳定飞行器的姿态测量。     

30CrMnSiA材料待离子弧焊工艺研究

本文描述了在30CrMnSiA材料上应用等主子弧焊接方法，在不同的焊接方式及热处理状态下其接头的机械性能的变化，比较等离子弧焊接头与氩弧焊接头金相组织的差异，对等离子弧焊接头冷弯性能较差的机理及改善途径进行了研究。     

Unscented卡尔曼滤波在SINS静基座大方位失准角初始对准中的应用研究

静基座大方位失准角的捷联惯导系统误差方程是非线性的，如何对静基座大方位失准角的捷联惯导系统进行初始对准是需要解决的问题。本文提出了基于Unscented转换的Unsented卡尔曼滤波进行捷联惯导系统对准的方法。分别通过扩展卡尔曼滤波和Unsented卡尔曼滤波进行仿真计算，结果验证了Unscented卡尔曼滤波的有效性与优越性。     

神舟飞船逃逸救生分离动力学分析

针对神舟飞船建立了三维动力学模型，研究了在大气层内逃逸飞行器与返回舱分离过程中前、后体气动特性，对不同马赫数、前体攻角、前体与后体滚动角，计算前、后体的相对运动，并对其计算结果进行分析，判断后体是否飞离前体尾流区，为飞船应急救生系统设计提供依据。     

非线性PD型比例导引鲁棒性研究

为研究存在视线角速度测量噪声时非线性比例微分(PD)型比例制导方案的鲁棒性,以近距大离轴角发射和目标大机动为拦截条件,对四种视线角速度测量噪声方差进行蒙特卡罗仿真模拟。结果表明,非线性PD型比例制导方案抗视线角速度测量噪声的鲁棒性强,对机动目标拦截制导精度高,是一种具工程应用价值的高精度末制导方案。     

基于最优控制的落角约束攻击设计

针对导弹落角控制和精度控制的矛盾,运用飞行力学原理和最优控制理论,以落地速度倾角作为终端约束,以脱靶量、最小能量为性能指标,给出了一种适用于攻击地面目标的最优导引律。设计了导弹三通道的PID控制器,最后进行了导弹的6DOF仿真研究,仿真验证了设计方法的有效性。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

超音速压气机叶栅中“唯一攻角”的计算和试验研究

在超音速压气机叶栅的试验中，确定进口气流方向是试验的难题之一，本阐述了超音速压气机叶栅“唯一攻角”的概念，介绍了计算方法和“唯一攻角”的试验研究，试验结果表明：（1）此计算方法是正确可行的。在实际的超音叶栅试验中，具有较大的实用价值。（2）对于以超音速进气的叶栅，当叶栅参数一定，进口气流角β1的大小仅取决于进口马赫数M1。（3）反压改变，仅影响叶栅槽道中的气流流动。     

大攻角流动的非定常特性分析

本文首先通过动态测量手段研究了大攻角流场中的能量成分,分析了各种成分引发的非定常性对大攻角流动的影响。结果表明大攻角流动本身是一种“涡行为”,非定常性对大攻角流动非对称性的影响较弱,影响大攻角流动的本质因素是涡的动力不稳定性对于前体不确定小扰动的响应。