1990年7月30日太阳射电大爆发中的脉动现象

本文讨论了1990年7月30日伴随日面2B级双带光学耀斑发生的3.2cm波微波大爆发事件的观测特征,它呈现为显著的脉动形态。并对它进行了数据处理,发现射电爆发流量S与脉动的特征参量:平均重复率R,调制度△S/S和能量△E之间有良好的统计相关性。对此作了讨论和初步的解释。     

1987年9月23日在3.2cm波长上的日环食射电观测

本文介绍了1987年9月23日在3.2厘米波长上的日环食射电观测的资料处理、射电源的证认和结果分析,取得以下结果:(1)太阳射电半径为1.09±0.2;(2)日面亮度温度分布,在光学边缘13.4—15.9范围内有一明显的临边增亮,增亮的幅度为13.5±5％;(3)宁静太阳流量为264.8sfu;(4)射电源的角径、流量、平均亮温度和高度等.     

应用ANSYS进行热接触弹塑性有限元分析

应用ANSYS对实际结构进行了热载荷下接触弹塑性有限元分析，建立了孔边接触弹性模型、孔边接触弹塑性模型和模拟弹性边界孔边接触弹塑性模型等三种不断改进的模型，分别模拟了结构的弹性和弹塑性以及固支边界和弹性边界。通过对计算结果的分析比较，表明弹性边界的弹塑性模型更为精确可靠。     

基于结构振响应的复合材料无损检测技术

介绍了复合材料常用的无损检测方法，并从激振源、传感器、损伤特征值的选取等各方面重点介绍了基于结构振动响应的复合材料无损检测技术的进展和应用情况。     

直升机试飞纵向稳定性分析技术

直升机稳定性试飞，受到诸多因素如大气扰动，驾驶员技术水平，测试仪器精度等的影响，其结果往往比较分散，求解直升机纵向稳定根，本质上就是求解一组纵向微分方程组。本文运用小扰动理论，通过对纵向受扰运动方程组的线化和降阶处理，用标准特征矩阵表示纵向运动方程组，从而转化成求解特征矩阵的特征根问题，直升机气动导数模型不考虑旋三个自由度对总导数的影响。     

高精度SINS/CCD/GPS组合导航系统研究与仿真

选取捷联惯导系统误差作为系统状态,利用捷联惯导系统(SINS)与电荷耦合器件(CCD)星敏感器各自的姿态矩阵输出构造量测,设计SINS/CCD组合导航算法;利用SINS与全球定位系统(GPS)各自的速度、位置输出构造量测,设计SINS/GPS组合导航算法。然后,利用联邦型卡尔曼滤波技术,将各子滤波器输出的系统状态局部最优估计值送入主滤波器,通过全局最优融合算法计算得到系统状态的全局最优估计值。仿真结果表明,基于SINS/CCD/GPS的组合导航系统具有很高的导航精度,达到了3.5m的定位精度和9″的航向精度,非常适用于飞行器的高精度导航定位。     

卡尔曼滤波初始条件对捷联惯导对准的影响

针对捷联惯导对准卡尔曼滤波器初始条件无法很准确给定的情况,研究了卡尔曼滤波器初始条件对捷联惯导对准精度的影响。分析了错误先验假设条件下卡尔曼滤波算法的误差,推导了滤波器计算均方误差与实际均方误差的关系。对于一般多元回归系数估计问题,比较了卡尔曼滤波算法与最小二乘算法,给出了当先验假设不准确时卡尔曼滤波算法优于最小二乘算法的一个充分条件。对捷联惯导静基座对准问题进行了仿真,仿真结果表明:合理选择初始均方误差矩阵能大大改善卡尔曼滤波启动阶段性能。初始均方误差矩阵选择为真实初始均方误差矩阵的一个较小上界是合理的。     

摇摆状态下基于非线性误差模型的惯导对准研究

摇摆状态下无法使用传统解析方法完成粗对准。为避开摇摆基座的粗对准问题,提出 了基于捷联惯导非线性误差模型的直接精对准算法。推导了捷联惯导的非线性速度误差方程 和姿态误差方程,基于速度量测信息给出了非线性对准模型,通过UKF算法估计失准角完成 摇摆状态下的精对准。算法可允许初始姿态误差达到40°。通过计算机仿真和摇摆台试验 对算法进行了验证分析。在给定试验条件下,在600秒对准时间内达到水平 0.02° ,方 位0.1 7°的精度。同时计算机仿真结果表明需对惯导速度进行反馈校正来保证模型的工作精度。
     

航天飞机固体发动机的性能改进

航天飞机固体火箭发动机经过性能改进,将会增加从东、西发射场发射的航天飞机的有效载荷。美国航宇局确定的目标是:1983年从东发射场发射的航天飞机的有效载荷要增加3,000磅;1986年从西发射场第四次发射的有效载荷要增加8,000磅。对固体火箭发动机的若干种性能改进方案进行了研究和评价,其具体内容涉及增加有效载荷的潜力、技术上要冒的风险、进度安排、成本以及对航天飞机系统性能的影响。研究结果表明,在现有工装、设备和对接面受控条件下,缩小喉径,增加喷管长度和出口直径,就可以使喷管膨胀比由7.16增至7.72,从而提高比冲。通过对发动机药柱抑制药型的简单改进,也可使发动机在前段工作期内产生更大的推力。这些改进可使航天飞机的有效载荷增加3,000磅。这些方案是聚硫橡胶公司华赛奇分公司在1980年10月提出的,1982年将进行全面验收试验。为满足西发射场第四次发射任务的要求准备了几种长期改进方案,包括采用纤维缠绕壳体、丁羟推进剂(HTPB)和进一步增加喷管膨胀比。纤维缠绕燃烧室方案最引人注意,增加有效载荷的潜力最大。根据1982年2月与航宇局签定的可行性研究合同,聚硫橡胶公司将对这一方案进行评价。另外,采用丁羟推进剂也可增加有效载荷。