非光滑叶片对叶栅出口流向涡系的影响

在低速平面叶栅风洞中对光滑叶片及非光滑叶片叶栅进行了实验研究,在叶栅出口进行了详细的测量,通过测量结果的对比分析,探讨非光滑叶片对叶栅出口流向涡系的影响。实验结果表明,与光滑叶片相比,非光滑叶片对叶栅出口流向涡系中,通道涡在节距方向上移向叶栅通道中心处,强度几乎不变,尾缘涡发生展向扩展并分裂,强度明显减弱。      

多参数载荷组合的概率分布研究

本文提出了航空发动机多参数载荷谱编制的概率分布方法。首先根据发动机构件受力特点选取基准参数,然后根据多参数载荷时间历程统计出各参数之间的双参数表,利用双参数表对载荷参数进行相关性检验,获得各参数之间的相关关系以及相关参数的相关区间,进而得到拟参数,再根据实测参数载荷历程统计出拟双参数表,并求出参数的边缘概率分布和条件概率分布,最后根据概率理论求解任意参数组合下发生的联合概率。利用该方法编制了某战斗机发动机的多参数载荷谱,给出了3个方向的过载与发动机转速组合的发生概率。      

航空发动机试车台附加阻力修正方法

附加阻力(进气冲量阻力和外部冲量阻力)是航空发动机试车台架推力的重要组成部分,准确地确定附加阻力对提高发动机试车台推力测量的准确性有十分重要的意义。本文对发动机总推力和试车台的对比标定进行了介绍,对发动机在露天试车台、室内地面台和高空台上附加阻力的确定方法和修正方法进行了详细地研究,给出了高空台与高空台、高空台与地面台的对比标定试验结果。      

基于BP网络的武器装备参数估算

根据武器装备设计要求来确定某些参数往往涉及许多不确定因素。为了实现一些武器装备参数的定量化估算,本文基于BP神经网络计算模型提出了一种新的武器装备参数估算方法,并给出了实现这种方法的详细步骤。将该方法应用于导弹主要参数的估算,测试结果证明了此方法的正确性和可行性。该方法为武器装备的参数估算提供了新的途径。     

一种基于多模型算法的纯弹道式弹道落点预报方法

本文以落点预报技术在弹道目标预警中的应用为背景,主要解决在未知弹道系数情况下如     

嫦娥一号卫星CCD立体相机的设计与在轨运行

介绍了立体成像原理、参数选择、相机方案及设计结果。发射前的实验室检测表明:整机MTF达0.48,S/N为235。由嫦娥一号卫星CCD立体相机获取的图像清晰,层次丰富。用户根据在轨运行前期探测数据对CCD立体相机的科学探测数据质量进行了初步评估,认为CCD立体相机工作正常,数据格式正确,科学数据有效,图像质量优良,能够进行稳定的数据观测、采集与下传。最后介绍了相机在研制过程中采用的一些新技术。     

外语习得过程中跨文化交际失败的实证性研究

为适应全球化以及国际化时代的需要,外语人才必须具备跨文化交际能力。使外语人才提高全球化意识,掌握跨文化交际时所需要的应用语言学理论,是外语教学急需解决的一项课题。本研究以日语学习者为例,从应用语言学的角度出发,围绕着＂邀请＂场面,对不同人物进行调查并进行分析,发现日语学习者进行跨文化语言交际时,在礼貌原则、会话合作准则、同形异义词以及敬语使用中出现的各种障碍,并提出补救性措施。     

语言交际的关联特征

讨论分析语言交际的关联特征：必然性、心理特征、多面性特征以及制约特征。认识关联特性有助于认识语言交际过程中有关关联的概念。     

无人机机载导弹落角和时间控制导引律研究

改进了一种能同时控制命中角和命中时间的修正比例导引律,将其用到无人机机载空对地导弹中,将其中的剩余时间估计加入了命中角约束的影响,旨在保证无人机机载导弹垂直命中目标的同时,使命中时间更为准确.通过对此导引律和一种仅考虑垂直命中角约束的修正比例导引律以及和改进前导引律的比较,仿真表明,此导引律使无人机机载导弹能在保证垂直...     

Adaptive control for attitude coordination of leader-following rigid spacecraft systems with inertia parameter uncertainties

This paper studies the leader-following attitude coordination problems of multiple spacecraft in the presence of inertia parameter uncertainties. To achieve attitude coordination in the situation that even the leader's attitude is only applicable to a part of the following spacecraft, a nonlinear attitude observer is proposed to obtain an accurate estimation of the leader's attitude and angular velocity for all the followers. In addition, a distributed control scheme based on noncertainty equivalence principle is presented for multiple spacecraft' attitude synchronization. With a dynamic scaling, attitude consensus can be achieved asymptotically without any information of the bounds of the uncertain inertia parameters. Furthermore, once the estimations of inertia parameters reach their ideal values, the estimation process will stop and the ideal value of inertia parameter will be held. This is a special advantage of parameter estimation method based on non-certainty equivalence. Numerical simulations are presented to demonstrate that the proposed non-certainty equivalence-based method requires smaller control toque and converges faster compared with the certainty equivalence-based method.