舰载机进舰任务中的驾驶员变策略控制模型

针对进舰任务中驾驶员的变策略行为,构建了驾驶员控制模型.变策略模型由离散行为模型和连续行为模型组成.使用滑动模态变结构控制方法实现驾驶员离散行为建模,根据飞行训练要求和驾驶员经验,确定滑动模态控制结构中的切换面和控制律参数;驾驶员连续行为采用经典的模型描述,依据转角模型理论确定模型参数.使用一个驾驶员判断偏差大小的功能模块,进行离散行为模型和连续行为模型的切换.通过数值仿真验证了模型的合理性.      

基于PINN模型的导弹气动特性快速预测技术

随着内嵌物理机理神经网络（PINN）模型的兴起，PINN模型开始应用于许多学科领域。为了实现导弹气动特性的快速预测，借助工程算法，构建了导弹气动数据集，以此训练导弹气动特性预测模型，包含基于多任务学习的神经网络（MTLNN）模型及在MTLNN模型基础上内嵌物理知识的PINN模型。数值模拟通过选取测试集，对比了MTLNN模型和PINN模型的预测效果，结果表明：PINN模型的预测精度较高，且基本控制在1%以内。探究PINN模型的泛化能力，测试集选取导弹气动数据集包络范围之外的数据，PINN模型预测精度仍然高于MTLNN模型。由于PINN模型引入了气动特性参数之间的物理机理，模型对训练样本数量的依赖程度降低，可以进一步节约数据获取成本，为导弹优化设计提供有力工具。     

基于灰色模型和ARIMA模型的钟差预测

由于多种因素的影响,原子钟运行情况十分复杂,为了有效地进行钟差预报和更好的反应原子钟的特性,提出一种基于灰色模型和ARIMA模型的组合模型来实现钟差的预报,并给出了灰色模型和ARIMA模型进行原子钟钟差预报的基本思想和预报模型。利用组合模型更精确地把握钟差序列复杂细致的变化规律,从而更好的逼近钟差序列。为了验证该组合模型的可行性和有效性,利用原子钟钟差数据进行钟差预报分析,结果显示该模型具有较好的预报精度。     

基于NTCM-BC模型的全球卫星导航系统单频电离层延迟修正

选择NTCM-BC模型作为单频电离层延迟修正模型,通过非线性最小二乘拟合的方法,利用提前一天预测的电离层图（COPG文件）,计算得到NTCM-BC模型修正系数;利用Klobuchar模型和IGS发布的GIM数据对NTCM-BC模型进行比较和分析.对太阳活动高、中、低年实测数据的分析结果表明:全球平均水平上,NTCM-BC模型的电离层延迟修正性能明显优于Klobuchar模型,NTCM-BC模型的TEC平均误差和均方根误差比Klobuchar模型分别下降了41%和30%;模型的TEC计算误差与太阳活动剧烈程度成正相关,即太阳活动高年模型误差较大,太阳活动低年误差相对较低.相较于磁静日,磁扰日期间Klobuchar模型和NCTM模型的误差均有一定程度的增加.此外,模型的电离层修正误差同时存在明显的纬度、季节和地方时差异.      

多阶段任务系统通用可靠性仿真模型

归纳了当前多阶段任务系统(PMS,Phased Mission Systems)可靠性建模的基本假设,指出了解析模型描述和求解能力的不足以及仿真模型存在的难以转换的缺点.应用着色Petri网(CPN,Colored Petri Net) Tools建立PMS的多层通用仿真模型:顶层控制模型将PMS各阶段的故障树参数化,作为CPN通用仿真模型的输入;单阶段处理模型根据顶层控制模型的输入判别该阶段顶事件是否发生;底事件处理模型通过比较随机数和故障发生概率的大小产生故障.通用仿真模型可以保持模型结构的稳定,同时又简化了仿真模型的生成.案例对比了CPN仿真模型与二元决策图(BDD,Binary Decision Diagrams)算法的可靠性计算结果,证明了模型的正确性;具有动态变化参数的PMS仿真则说明了模型的适用性.      

角色访问控制技术在管理信息系统中的应用

基于角色的访问控制作为一种安全机制,已引起人们越来越多的关注.介绍了传统的自主访问控制模型和强制访问控制模型并分析了他们的特点,提出了一种基于RBAC2(Role Based Access Contrd 2)模型之上的新的访问控制模型,该模型兼顾了RBAC2模型的优点,并扩展了RBAC2模型中对于个体权限的修改能力,应用于实际的管理信息系统中的事实证明了该模型是可行的.讨论了权限的分级管理.     

一种爬壁机器人的动力学建模

City-Climber是1台爬壁机器人,为研究该机器人的3D路径规划问题,建立了City-Climber在方形房间内运动的运动学模型和动力学模型,该动力学模型包括3个子模型,机器人在地面、墙壁和天花板的运动分别用1个子模型描述.引入无量纲变量分别对3个子模型进行简化,再用Matlab软件对模型进行仿真,验证了动力学模型的正确性.该模型可用于解决City-Climber在3D环境下的路径规划和避障问题.     

人体热调节系统数学模型

简要地介绍了人体热调节系统,综述了人体热调节系统数学模型的研究现状,从模型的人体结构表示、循环系统建模、模型的求解和维数等方面,对主要的人体热调节系统数学模型进行了比较,模型包括NASA的41节点人体模型及Kuznetz模型,Wissler模型, Werner模型及北京航空航天大学开发的几个人体热调节模型.对进一步的研究提出了某些观点与建议.      

可移动模型校准航空γ能谱仪剥离系数的 修正方法研究

为解决可移动模型与现有大型航空模型校准结果之间的量值统一的关键问题,首先在现有校准方法的基础上,建立了可移动模型校准航空/车载γ能谱仪的方法;再通过专门研制的可移动模型开展试验,经可移动模型校准直升机载、固定翼载、车载等多种大型γ能谱仪试验,证明可移动模型校准结果满足国家计量标准的基本要求,校准航空/车载γ能谱仪的方法可行。进一步总结剥离系数随模型摆放距离变化规律的基础上,提出采用可移动模型校准航空γ能谱仪时,应对校准结果进行剥离系数修正,得到的结果在现有航空混合模型上的示值误差更小,修正后的剥离系数更加接近于现有航空模型的校准结果,并给出了可移动模型校准结果的修正方法和修正因子。     

通用自动测试系统模型化设计

针对通用测试系统对系统统一模型的迫切需求以及目前ATE(Automatic Test Equipment)模型化设计的不足,基于信号建立了一套完整、有效的ATE系统模型.此模型将ATE系统的硬件资源以及UUT(Unit Under Test)均进行了模型化处理.提出了基于TFF(Test Foundation Framework)的基本信号模型;提出了完全基于信号的仪器驱动模型;提出了基于测试与诊断相结合思想的UUT模型;提出了基于模型间信息共享的思想和路径以逻辑开关描述思想的路径模型.该模型体系为系统资源配置、仪器可互换、测试程序自动生成以及故障诊断提供了强有力的模型基础,从而大大加快了ATE的设计过程,从很大程度上降低了开发成本.     

从探空七号气象火箭到织女三号高空研究火箭——我国实用探空火箭发射成功30年回顾

1960年9月13日我国实用探空火箭——探空七号气象火箭首次发射成功,揭开了我国火箭探空活动的序幕。自那时以来,我国火箭探空事业取得了显著进展。在过去的30年间,我国共发射了17种型号的探空火箭;此外,一种新型号探空火箭——织女三号高空研究火箭也将于近年内发射。本文从火箭气象探测、火箭生物试验、火箭大气取样、火箭试验研究等四个方面对此进行概略回顾。     

火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测方法

研究火箭空中爆炸冲击波参数预测方法对于乘员舱的安全评估具有重要意义。为了探究火箭空中爆炸时飞行高度对峰值超压的影响,获取冲击波参数快速预测方法,利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对火箭飞行至0~20 km高度爆炸进行了有限元仿真分析。结果表明,作用于乘员舱的冲击波峰值超压随飞行高度的增加而快速减小。火箭空中爆炸冲击波压强衰减系数与飞行高度之间的关系服从二次函数衰减。在此基础上,提出了考虑高度效应的火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测公式,可为乘员舱的快速危害性评估以及防护研究提供一定参考。      

Measurement of middle atmospheric ozone density profile by rocket-borne radiometer onboard KSR-II

KSR-II, a two-stage sounding rocket of KARI was launched successfully at the Korean Peninsula on June 11, 1998. The apogee of the rocket was 137 km. For the ozone measurement, 8-channel UV and visible radiometers were onboard the rocket. The rocket measured an in situ stratospheric and mesospheric ozone density profile over Korea during its ascending phase using the radiometer and transmitted the data to ground station in real time. The maximum ozone density occurs near 25 km. Retrieved profile has a random error (1σ) of approximately 15% for altitude below 20km, 7% between 20-50 km and 10% greater than 50 km. The retrieved data were compared with Dobson spectrophotometer, ozonesonde, and HALOE onboard the UARS. Our results are in reasonable agreements with others.     

Preliminary results of a meteorological payload being developed by IITM

A meteorological rocket payload developed at the Indian Institute of Tropical Meteorology (IITM) using thermistor as a temperature sensor was flight tested on RH-200 rocket at Thumba (08° 32'N, 76° 52'E), India, during February/April 1982 on four occasions. The corrected data obtained with this payload are compared with Russian rocket, M-100, data. The temperature profile obtained with IITM payload is warmer above 45-km, as compared with M-100 temperature profile, on all occasions. Meridional and zonal winds also agree up to 45-km level. Temperature records show a wave pattern varying in amplitude and frequency in the 20 to 45-km range.     

Registration of ELF waves in rocket-satellite experiment with plasma injection

Two rocket experiments KOMBI-SAMA with plasma injection at height 100–240 km were performed in August 1987 in the region of Brazilian magnetic anomaly (L = 1.25). The launching time of the rocket was determined so that plasma injection was at the time when satellite COSMOS 1809 passed as close as possible to magnetic tube of injection. Caesium plasma jet was produced during ≥ 300 s by electric plasma generator separated from the payload. By diagnostic instruments on board of the rocket and the satellite were registered energetic particle fluxes and plasma wave activities stimulated by plasma injection. When the satellite passed the geomagnetic tube intersecting the injection region an enhancement of ELF emission at 140 Hz, 450 Hz by 2 times was registered on board the satellite. An enhancement of energetic particles (E > 40 keV) flux by 4–5 times was registered on board the rocket. Observed ELV emission below 100 Hz is interpreted as generation of oblique electromagnetic ion-cyclotron waves due to drift plasma instability at the front of the plasma jet.     

全二维气相色谱用于航天煤油组成的研究

利用全二维气相色谱,结合飞行时间质谱和火焰离子化检测器,对航天煤油组成进行了定性和定量分析,根据试验结果分析了族组成、碳数分布与航天煤油性能之间的关系。研究结果表明：该航天煤油主要由异构烷烃、单环环烷烃、双环环烷烃组成,具有高燃烧值和良好的稳定性。研究结果可以为航天煤油组成的分析和优化提供依据。     

基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定

自旋卫星在星箭分离后必须及时可靠起旋,起旋转速确定是判断卫星是否起旋的前提条件.星箭分离时,采用太敏进行转速确定是最可靠最直接的方法,但在某些情况下,由于发射窗口的限制,导致卫星在地影期星箭分离,给起旋转速的确定提出了新问题.自旋卫星除了太敏外,通常还配备了地敏和加计作为姿态敏感器.加计用于测量自旋体的章动,如果起旋后的章动不明显,就无法测量周期,存在一定的不确定性.地敏一般用于同步轨道,在星箭分离时轨道高度仅有几百公里,将导致线路中的计数器溢出,给整个转速确定链路带来困难.本文提出的地敏测试方法,在计数器溢出多地中情况下,采用周期合成的方法计算自旋周期.本方法已成功应用于风云二号09星,同时可以为地敏在不同轨道条件下的应用提供参考.     

Peculiarities of the environment disturbance during the electron beam injection from the rocket

The paper presents some results obtained when a beam of electrons (energy 2 to 3.5 keV, current 0.2 to 0.4A) was injected from aboard the rocket at 100 to 150 km.At the moments the beam was injected perturbations of the near-rocket region are observed with a cross-section of about 500 m, it is much larger than the region over which the injected beam is extended.The appearance of the above region can be explained by the interaction of accelerated ions with the surroundings; the ions are generated during the positive rocket charge neutralization owing to discharge mechanisms. It is confirmed by direct measurements of the rocket potential which is about 2 kV near the apogee.     

火箭发动机推力试验装置应用范围研究

提出并研究火箭发动机推力试验装置应用范围扩大问题,即推力试验装置如何适用于推力远远小于试验装置额定负荷能力的发动机的推力试验。指出并研究了其中关键技术问题,包括试验装置机械结构与发动机的安装与配合、减小测力误差和原位校准的实现。建立了有关力学模型,分析了测力误差产生原因,并提出和论证了解决措施。研究结果表明,通过合理的设计,火箭发动机推力试验装置基本上可以用于推力小于试验装置额定负荷的任何规格的发动机的推力试验。