大化肥离心式高压氨泵P101A/B故障分析

对大化肥斯那姆氨气提法工艺中使用的P101 A/B离心机高压泵出现的一系列故障进行了分析,找出了故障原因,并提出了具体的改进措施和建议。     

基于Bootstrap方法的捷联惯组历次测试数据验前分布研究

针对捷联惯性测量组合（捷联惯组）历次测试数据小样本的特点，在总体分布参数形式未知的情况下，根据已有的先验信息，提出了通过Bootstrap重采样技术，获得捷联惯组历次测试数据总体参数的验前分布。结合当前样本信息，给出捷联惯组历次测试数据的验后分布。将统计推断建立在验后分布基础之上，可以减小小样本情况下的统计分析误差。     

导弹作战使用精度指标评定的可用度及估计方法

针对导弹武器精度指标评定结果的真实性问题,定义了作战使用精度指标评定可用度的概念,并提出了点估计与区间估计的计算方法。通过对两种方法可用度的计算与分析,可以得出可用度与满足概率一致性的特点,能有效处理导弹武器精度指标的置信度与评估精确度之间的矛盾。计算结果也表明,作战使用命中精度估值的可用度大于传统密集度评定估值的可用度,进一步说明作战使用命中精度评定方法的优越性。     

基于多处理机平台并行扩维DFT算法的实现研究

提出某些正交变换具有扩维并行性 ,并由此归纳出扩维并行 DFT算法。在对该算法的性能进行理论分析的基础上 ,提出一种基于多处理机平台 TMS32 0 C80进行并行扩维 DFT算法的方法并给出了实验结果。理论分析和实验结果表明 ,文中所提出的并行扩维 DFT算法具有实际意义 ,适合在以 DSP为处理单元的多处理机平台上实现。     

变轨发动机工作态主动式自旋稳定姿态控制

首先通过对航天器变轨控制的分析,提出了“通过消章消偏综合控制实现自旋稳定姿态控制”的主动式自旋稳定姿态控制方法;随后,分别研究了变轨发动机工作态的消章控制和消偏控制的特点和相应方法;最后,设计并实现了“带消偏约束的消章控制法”。应用该方法对某细长型航天器的变轨发动机工作态进行控制,仿真结果表明,姿态控制的精度较高。     

固体火箭发动机激光点火装置研究

介绍了激光点火器的工作原理、结构及试验结果。已研制成功的激光点火器输出能量不小于1.0J，结构质量不大于0.9kg，实现了双路点火，其安全性、可靠性比传统的电能点火器有了很大提高，该装置已具备了固体火简发动机点火的实际应用功能。     

高燃速HTPB／IPDI推进剂低温力学性能研究（Ⅰ）细AP及工艺助剂PA？…

研究细粒度ＡＰ及工艺助剂ＰＡ含量对丁羟高燃速推进剂低温（－４０℃）力学性能的影响，结果显示：大量细粒度ＡＰ加入高燃速配方中，一方面加剧了单向拉伸过程中填料（主要是细ＡＰ）颗粒附近的应力集中；另一方面降低了填料／粘合剂间的粘结强度，是造成低温力学性能偏低的主要原因。由于工艺助剂ＰＡ极性及刚性，使得它易于富集于填料表面，低温下降低了界面层的柔性，物理作用也极大地束缚了填料附近粘合剂网络的分子运动，因此     

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

涡扇发动机变参数鲁棒H_∞滤波器设计

针对存在建模误差及测量噪声干扰条件下的涡扇发动机性能参数估计问题,标准卡尔曼滤波及其改进算法滤波估计误差收敛速度慢,滤波估计精度低,对不确定测量噪声及建模误差较为敏感,为此本文提出了一种变参数鲁棒H_∞滤波器设计方法。该方法采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计满足H_∞性能指标要求的鲁棒滤波器,通过引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)中变参数Lyapunov矩阵与系统系数矩阵之间耦合乘积导致的非凸优化问题,转化为常规LMI约束下的凸优化问题进行求解,降低了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)鲁棒滤波器设计的保守性,得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:与扩展卡尔曼滤波器对比,采用该方法设计的滤波器具有较快的动态跟踪速度和较高的滤波精度,ΔFn的稳态估计误差不大于0.1%,ΔFn的相对估计误差不大于2.5%,同时对建模误差和测量噪声干扰具有较强的抑制能力。     

用Hamilton方法研究地球自转的长期减慢

本文用Hamilton方法研究了弹性地球在日月引潮力势作用下产生形变后对地球自转速率的影响，考虑了潮汐形变的相位延迟，选择地球模型PREM参数进行了计算，理论上求得地球自转长期减慢值为-5．711×10(-22)rad／s2，与观测结果符合很好．结果表明，对地球自转长期减慢起主要影响是扇谐潮，由月亮引潮力势产生的影响远比太阳重要．