KNR634A仪表着陆系统检测仪

介绍了四七二四厂自行研制的ＫＮＲ６３４Ａ仪表着际系统检测仪的工作原理、测试方法及主要性能。     

同步卫星讯号显示的电离层闪烁特性

本文利用1983年5—8月,1984年5—12月在武昌(114.4°E,30.6°N)对日本ETS-Ⅱ卫星(130.0°E)发出的136.1124MHz讯号的观测资料进行了统计分析。结果表明:(1)武昌电离层闪烁不但有日变化,而且有季变化。每年5—7月为闪烁最大活动期,在这些月份的夜间常出现法拉弟旋转角类波扰动伴随有强闪烁现象。武昌电离层闪烁是属于中纬闪烁型;(2)闪烁指数与法拉弟旋转角起伏密切相关,它们出现率之间的相关系数为0.8以上;夜间闪烁与扩展F层,白天闪烁与突发E层出现率之间的相关系数分别为0.6和0.55。     

压力对Fe_（16）N_2结构和磁性的影响

用基于密度泛函理论的第一性原理方法,系统地研究了压力对Fe16N2体系结构和磁性的影响。结果表明仅仅离N位最远的Fe Ⅲ拥有一个约为2.84μB的大磁矩,而FeⅠ和Fe Ⅱ原子没有大磁矩产生。此外,还发现从0到47 GPa,总磁矩和单胞体积随着压力的增加单调减小,然而,在48 GPa的压力作用下,伴随着单胞体积的剧减,体系总磁矩消失。     

CMOS集成压控振荡器设计

通过分析CMOS差分负阻振荡器的工作原理,得到电路结构和参数的优化方案。基于0.18μm工艺,采用片上电感和可变电容,设计了一种基于开关调谐电容结构的宽可调范围的分段线性互补型交叉耦合CMOS集成压控振荡器。在提高振荡器的可调范围的同时,降低相位噪声。电路采用HSPICE进行仿真,在1.8 V电源电压下,振荡频率的变化范围为1.55 GHz~2.86 GHz,可调范围约为60%。功耗为5 mW~10 mW,相位噪声在10 MHz频率偏移处为-110 dB/Hz。     

基于虚拟目标的导弹越肩发射初制导轨迹优化

摘要： 对具有攻角约束的空空导弹越肩发射轨迹优化问题做出研究.针对空空导弹越肩发射初制导段拐弯问题,设计了基于虚拟目标的程序指令. 基于最优控制的思想,利用高斯伪谱法求解最优程序指令,并根据所得指令的特点提出了三段式指令计算方法.在此基础上,比较了不同空域、速度以及虚拟目标位置条件对程序指令的影响.同时基于预测控制的思想,对程序指令进行在线修正,提高了导引指令的鲁棒性.三通道仿真结果表明,指令可以使导弹快速转弯并在转弯完成时指向虚拟目标.     

IRCT下对数正态和正态分布参数的MLE

在文［１－４］的基础上进一步研究了带有不完全信息的随机截尾试验模型（ＩＲＣＴ）。着重讨论了对数正态分布参数的统计分析问题，建立了参数所满足的似然方程组，给出并证明了似然方程组解即参数的极大似然估计（ＭＬＥ）的存在唯一性定理，所得的结论对于正态分布也同样适用。文末给出了随机模拟数值解例子，结果表明，参数的ＭＬＥ具有较高的精度。     

双参数指数分布下定数截尾恒加试验的统计分析

设产品寿命服从双参数指数分布，尺度参数（失效率）为λ＞０，位置参数（保证寿命）为μ＞０，在加速应力水平Ｓｉ下，失效率和保证寿命的加速模型分别为本文给出了定数截尾情况下对由恒定应力加速寿命试验得到的数据进行统计分析的方法。获得了参数β０，β１，β２的ＢＬＵＥ（最佳线性无偏估计）以及α０，α１的近似ＢＬＵＥ。然后由模型可以求得在正常应力水平Ｓ０下各种可靠性特征量的估计。随机模拟的结果表明，本文给出的统计方法具有较高的精度。     

飞机修理厂人力资源管理与中长期规划匹配探析

人力资源是企业发展动力的源泉,是可持续发展的根本保障。本文根据中国通用航空发展的态势和飞机修理厂的现状与发展目标,对飞机修理厂提出了规划要求和适应发展需要的应对措施。     

一种适用于空间监视跟踪的递推滤波算法

针对空间监视跟踪环境中对于包含角变量的状态向量估计存在精度较低的缺点,利用Gauss von Mises（GVM）多变量概率密度分布,提出一种基于矩匹配的GVM参数估计方法,并在此基础上改进GVM分布的确定性采样方法,建立针对GVM分布的递推滤波算法,该算法充分考虑了流形的内蕴结构,克服了传统滤波方法假设状态向量定义于欧氏空间及采用欧氏空间中高斯分布模型的局限性。仿真结果表明,该滤波算法能有效估计状态变量的后验概率分布,对角变量的估计精度明显优于扩展卡尔曼滤波方法(EKF)。     

月球探测软着陆与采样返回段弹道确定

针对月球探测中软着陆与采样返回段弹道计算问题,提出用数值逼近弹道确定方法。通过B样条对探测器状态进行建模,进而综合全弧段数据进行统计定轨的方法。由于样条法良好的数值逼近性能,使得该方法对探测器弹道异常复杂情况下的状态确定较为有效。对嫦娥三号探测器动力软着陆弧段进行了仿真与实测数据处理。分析了采样返回段的基本动力学与控制特征,为后续的嫦娥五号探测器的软着陆及其采样返回提供初步的可行弹道计算方法。在嫦娥三号探测器动力落月段实测数据处理中,通过评估,该段弹道确定精度优于100 m,其弹道末点与NASA的月球勘测轨道器（LRO）给出的结果差异优于50 m,证实了文章提出的软着陆弹道确定方法的有效性。