企业核心竞争力评价方法研究及应用

针对目前有关核心竞争力评价研究的现状，分析了综合评价中主、客观定权方法的优缺点，提出了主客观定权相结合的核心竞争力的组合评价方法。然后，对组合评价方法中主客观评价方法的选择，主客观定权方法中权重的确定方法，主客观权重的结合原则及方法，给出了作者自己的见解。以此方法为基础，选取了17家制造企业，进行了企业核心竞争力的评价。     

改进阵风设计方法

回顾各种不同飞机的阵风设计方法，讨论阵风设计方法以及诸多方法所得结果的不一致性，所有这些方法应该被归纳为两种简单的易于采用的方法，该方法在本文中得到概述，一种是非常实用的时间关系法，时间关系法中所需的函数能够从这种方法中直接获得，本文的重点是确定所有重要的阵风设计严重性水平，以及实际上被忽略的阵风设计过程的主要方面，通过实例结果，给出确定这些水平的方法，同时也涉及其它的正在进行的大气紊流研究。     

收敛转弯试飞方法评述

收敛转弯是目前国外普遍采用的试飞驾驶方法，通过与以往采用的试飞驾驶方法进行比较，说明收敛转弯方法的优越性，并阐述了收敛转弯的操纵要领，注意事项，安全措施及其适用范围。理论和实践证明，收敛转弯是一种较好的试飞驾驶方法，在试飞中有广泛的用途，值得推广。     

小卫星编队飞行的相对运动学方程研究

以运动学方法为基础研究了编队卫星相对运动的一种更直接方法，利用不同天体力学特性，将相对位置和速度与相对轨道参数建立了联系，首先，详细推导了以运动学方法为基础的相对运动方程，据此可直接得出环绕卫星的轨道根数，其次，为有利于相对轨道分析和设计，对相对运动方程进行了简化，最后，通过例子验证了该方法的正确性，仿真结果表明该方法是有效可行的。     

基于Proximal-Newton-Kantorovich凸规划的空天飞行器实时轨迹优化

针对空天飞行器大气层内上升段实时轨迹优化问题，提出一种基于Proximal-Newton-Kantorovich凸规划的轨迹优化方法。首先，应用Newton-Kantorovich迭代方法将轨迹优化问题转化为一系列的子问题，每个子问题都是一个线性最优控制问题；其次，针对Newton-Kantorovich迭代方法忽略运动方程中的高阶信息，导致难以收敛这一问题，提出Proximal-Newton-Kantorovich迭代方法，在子问题的性能指标中加入邻近规则化项，改善了Newton-Kantorovich迭代方法的收敛性；最后，将子问题离散为二阶锥规划问题，并应用内点法进行求解。提出的Proximal-Newton-Kantorovich凸规划方法是一种求解非线性轨迹规划问题的可行途径。理论分析表明，Proximal-Newton-Kantorovich迭代方法的收敛结果一定是轨迹优化问题的局部最优解。数值实验表明，此方法的计算时间在毫秒级。     

Y7—200A飞机失速速度与失速特性试飞

介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机失速度度和失速特性试飞采用的测试设备，试飞内容与试飞方示，数据处理方法，试飞结果与结果分析，动力装置空中慢车拉力的确定方法，该机无动力失速速度的确定方法与常规方法的差别。     

基于动力学边界的结冰飞机安全预警方法

结冰严重破坏飞机的动力学特性，使飞机的非线性和动力学耦合特性表现明显，导致传统的安全预警方法无法准确有效地评估飞行存在的潜在风险，易引发飞行事故。为解决此问题，提出了一种基于动力学边界的新型安全预警方法，该方法可综合考虑飞机的动力学耦合特性，可为结冰飞机的实时安全预警系统的构建提供有力的理论支撑。首先，基于微分流形理论确定结冰飞机精确的动力学边界，并详细分析了飞机结冰对动力学边界的影响；其次，利用动力学边界相对距离对飞行风险进行量化，结合动力学边界的特性确定了安全预警的方法；最后，搭建了飞行仿真训练系统，并以着陆为训练科目，通过与传统迎角安全预警方法对比，得到基于动力学边界安全预警方法的优越性。研究结果表明，相比于传统迎角限制方法，动力学边界安全预警方法可提前发现飞行中存在的潜在风险，且基于此方法的飞行训练系统可对驾驶员进行结冰安全操纵训练可提高结冰飞机的飞行安全。     

航天器推进系统故障的面向时态检测和诊断

根据航天器推进系统的时变性特点，在规则的专家系统方法基础上，提出了推进系统面向时态的故障检测和诊断方法，在对知识表示方法和推理诊断策略进行改进后，在Windows NT环境与实现了一个基于知识的故障诊断原型系统，介绍了原型系统的结构、功能及网络实时数据通信方法，经过仿真数据测试验证了方法的有效性。     

推力矢量控制中的非线性鲁棒解耦控制方法

介绍了推力矢量控制的由来和意义，着重叙述了推力矢量控制，特别是推力矢量飞机在大迎角，过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法，如非线性逆动态方法、ＮＬＱＲ（非线性二次最优调节器），自适应方法，变结构方法以及最近出现的基于人工神经元网络的方法，指出了这些方法在推力矢量控制飞机应用中各自的特色以及目前存在的问题。并指出了今后主要的工作方向。     

一种鲁棒的非线性飞行控制律设计

介绍了一种反馈线性化方法——逆系统方法，用以解决非线性飞行控制。针对逆系统方法存在的误差，介绍了一种鲁棒控制方法——基于RBF神经网络直接自适应控制方法，利用李亚普诺夫稳定性定理推导了神经网络权值的自适应规律，保证了闭环系统的稳定性。设计了针对滚转通道的神经网络，并应用某型号飞机进行了非故障和故障状态的仿真，结果证明，自适应神经网络控制方法补偿作用显著，相当于系统具有一定的重构功能。     

航空发动机故障诊断方程的求解及应用

用换算系数方法建立了基线模型，分析了测量参数偏差的计算方法，重点介绍了发动机故障诊断系统中故障方程的求解方法，并应用发动机试车数据对此进行了求解检验，结果表明故障诊断方程的求解方法可行。     

确定性涡方法的精确度研究

本文以无界流场中圆形涡扩散问题为模型问题，对几种为典型的确定性涡方法进行了讨论，分析了方法的参数条件，数值结果表明，确定性涡方法比随机涡方法有更高的精度。     

战术导弹智能化综合故障诊断系统技术研究

本文根据战术导弹武器系统的特点，对神经网络方法及传统的专家系统进行研究，介绍了其各自不同的主要特点，通过二者的有机结合，取长补短，提出了综合智能化故障诊断方法，并设计开发了基于神经网络的某型导弹智能化故障诊断系统，实践证明，基于神经网络及专家系统的综合智能故障诊断方法对战术导弹而言是一种行之有效的故障诊断方法，     

基于ABAQUS二次开发的直升机桨根快速建模方法及应力分析

随着新构型直升机技术的发展，对直升机桨叶有限元仿真技术的要求也越来越高。参数化建模仿真方法能够降低有限元法仿真技术的使用难度，对桨叶快速化、精细化设计具有重要意义。本文基于ABAQUS二次开发方法构建了一种适用于直升机桨叶根部段的快速建模方法，在有限元建模过程中参数化建立材料属性和接触属性，完成直升机复合材料桨叶根部段的快速化仿真分析。利用该方法对某直升机桨根进行应力计算，与常规建模方法相比，快速建模方法有效提高了建模效率，保证了仿真结果的一致性。快速建模方法仿真结果与常规建模方法仿真结果相比应变误差不超过1%，快速建模方法与试验结果相比应变误差不超过10%，常规建模与试验结果应变误差不超过91%，验证了该方法的可靠性。     

在轨卫星异常报警和故障诊断方法研究

及时发现卫星出现的异常是卫星在轨管理的一项重要工作，它关系到卫星在轨使用寿命。能够及时发现并判断卫星异常的方法有很多，本文对这些方法进行了研究，并将其归纳为2类，一类是基于遥测参数超限报警方法，另一类是故障诊断方法。分别对这2类方法从功能、效果、软件实现的难度进行比较，结果表明，在不同的管理和实现难度要求下，这些方法完成卫星管理的效果不同。另外，本文还提出了一种遥测参数相对判断算法，简化了报警门限设置，能够及时发现卫星任何参数突跳，是一种有效的卫星异常报警方法。     

矢阵及其在航天器测控参数计算中的应用

本文将矢阵的概念及方法引入以航天器测控参数计算中，包括各种参数的坐标系统转换计算方法，航天器姿态矩阵的计算，姿态确定方法等，使其概念更清晰，表达更明了，推导更简捷，算法更适合于数值计算。     

锌合金中铝和铜的分析方法研究

通过对锌合金中铝和铜的分析方法的研究，编制试验方法，反复试验操作，对实验结果进行数据处理，并运用光谱标准样品，进行方法的可行性验证，经试验证明，该方法准确，可靠，完全能够满足我公司的科研生产需求。     

轨迹／飞行器总体参数的一体化优化方法研究

基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法，采用两种轨迹／飞行器总体参数的一体化优化方法－－静态＋动态一体化优化方法和参数最优化方法，研究载人飞船再入的轨迹／总体参数的优化，并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算，得到飞船的最优滚转程序、升阻比，再入角和再人终端时间。结果分析表明，两种一体化优化方法有得到较高精度。     

零长柱法测定分子筛平衡等温线的理论及仿真

介绍了零长柱法（Zear Length Column, ZLC）测定分子筛材料平衡等温线的基本原理，建立了ZLC系统的数学模型，并对ZLC系统进行了仿真，通过对比仿真和实验结果，验证了仿真模型的正确性。由于ZLC法测定平衡等温线，需同时知道吸附柱出口被吸附气的浓度和流量，而据以前的研究，两者相互耦合，因此，本文对两种应用实验测得的出口浓度进行流量计算的方法进行了分析，并利用已经建立的仿真模型通过编程计算对两种不同的ZLC出口流量修正方法进行了对比，探讨了影响ZLC方法正确性的因素，并对ZLC方法的适用范围及两种修正方法的精确性进行了比较和分析，为ZLC方法的应用提供了依据。     

几种动态模型自由飞试验技术

目前在国外应用最广泛的动态模型自由飞试验技术包括三种方法，即：水平风洞模型自由飞，垂直风洞模型自由飞和露天投放模型自由飞，分析了每种方法的关键技术问题，比较三种方法的优缺点，说明在型号设计中应用范围。最后提出几点看法，并建议尽快建立必要的试验设施，研究试验方法，加速我国大迎角／尾旋动态模型试验技术的发展，为型号设计和航空科研服务。