通用EIFS分布确定方法改进研究

基于概率断裂力学的基本假设和原理,提出一种改进的通用EIFS分布确定方法。新方法用小裂纹扩展曲线计算多种参考裂纹尺寸水平下的TTCI值,并对其进行极大似然估计。然后利用约束最小二乘法确定不同应力下的裂纹扩展参数和通用EIFS分布上限。在此基础上,根据分布参数的通用性条件确定通用EIFS分布参数。与改进前的方法相比,新方法充分利用分布函数和裂纹扩展提供的信息,提高参数估计的合理性和可靠性。对某零件的原始疲劳质量分析证明改进方法是可行的,便于工程应用。     

某固体火箭发动机点火启动过程的仿真研究

对固体火箭发动机点火启动过程进行了内弹道仿真,讨论了点火药量、点火药颗粒度以及防潮堵盖吹脱压力对点火启动过程的影响,尤其是对点火启动时间和初始压强峰的影响,并提出了对点火启动过程各参数选取的建议。     

采用BP神经网络的惯导初始对准系统

针对随机系统，提出了基于多层神经网络的滤波器，并将其用于惯导初始对准中。采用ＢＰ网络替代初始对准系统中的闭环卡尔曼滤波器，可以确保系统的误差状态始终为小量，实现了惯导初始对准中的滤波与校正功能。仿真结果表明，这种方法简化了系统运算的代数结构，提高了系统状态估值运算的实时性，而对准系统的精度又与原来采用滤波器的精度相当。     

航空维修管理(2)——技术服务

工程 各航空公司的工程部的设置差别很大.有些航空公司将工程部与机务部分开设置,主要负责大型厂房设施的建设和支持、大的飞机改装设计、维修和技术问题的详细研究.对于多数航空公司,工程部是设在机务部的一个分部门,为维修提供支持.工程部门的主要职责是为航空公司制定维修大纲、为航线维修提供故障诊断支持并为车间修理解决难题.工程部的具体设置主要取决于航空公司的规模.     

以诚信为本打造测量精品——专访北京凝华实业有限公司常务副总裁李欲超

"最大限度满足顾客的需求",这一不变的信念伴随着北京凝华实业有限公司走过了13年的风风雨雨,如今,这个观念已经深入到企业经营理念和企业文化的方方面面,并不断通过业务流程的重组和人员区域化的设置,成为公司上下遵从的理念。此外,凝华的"诚信、卓越、责任、中兴"价值观将全体员工的心凝聚在一起,尽展个人才华。而对于公司的常务副总裁李欲超先生来说,思考更多的,则是公司的发展方向。     

捷联惯导垂线偏差的一种辅助修正方法

分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,利用制备好的垂线偏差网格数据,采取加权平均的方法计算发射点垂线偏差.介绍了目前的垂线偏差修正方法及其优缺点,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行辅助修正,并建立了垂线偏差影响初始姿态角的数学模型.最后进行了弹道仿真,结果表明该方法能有效减小垂线偏差带来的落点偏差.     

基于装配工艺优化的某发动机转子初始不平衡量控制技术

某航空发动机转子装配后初始不平衡量分散度大,严重影响了该转子的装配效率.为降低分散度,合理优化转子装配工艺,首先假设转子单个零件装配时完全同心,开展了单个零件不平衡量对转子动力学特性的影响分析.理论分析发现,影响该特性的主要零件是压气机一级盘和燃气涡轮二级盘,需减少其在装配状态的不平衡量.但是,由于转子平衡面也设置在这...     

INS/GNSS组合导航系统空中快速对准方法

针对机载惯性/全球导航卫星系统(INS/GNSS)组合导航系统地面静基座对准时间较长、航向对准精度较低以及惯导空中故障重启后无法快速得到精确姿态信息重新进入导航状态等问题,提出一种快速初始对准方法。该对准方法基于惯性导航比力方程,利用GNSS的定位、测速信息与惯性测量组件(IMU)的输出信息解算载体姿态信息,并结合遗传-牛顿算法与求和自回归滑动平均(ARIMA)模型卡尔曼滤波信号降噪技术提高姿态信息的解算精度。基于实测飞行数据的解算验证了该方法的有效性、对准精度以及在实际工程应用中的优越性。     

基于MEMS器件的旋转调制式航姿参考系统设计

为实现中精度、低成本的航姿测量系统,提出了一种基于低精度MEMS(Mi-cro Electronic Mechanical System)陀螺旋转调制技术的解决方案.系统采用四元数及三子样法进行航姿解算,可选用全自主及快速两种对准模式.全自主对准采用基于速度观测的Kalman滤波方案,利用30(°)/h的MEMS陀螺可实现优于5°的航向对准精度;快速对准时航向角由磁场计提供,经磁罗差补偿后航向精度优于0.4°.静态及动态实验结果表明:旋转调制可将MEMS陀螺的精度提高30倍左右,系统在1 h内的航姿保持精度优于1°.     

基于形状的行星际小推力转移轨道初始设计方法

初始设计问题是行星际小推力转移轨道设计中的难点。本文在对逆多项式逼近方法进行改进基础上,提出一种星际小推力转移轨道初始设计方法。首先,通过分析逆多项式逼近轨道的动力学特性,推导了关键系数的可行取值范围;然后,基于改进的逆多项式逼近理论,通过对加速度约束进行处理,建立了一种简单有效的星际小推力轨道设计模型;最后,为高效可靠的获得最优设计参数,采用微分进化算法对轨道设计模型进行了寻优计算。该方法不仅避免了传统逆多项式逼近遗漏可行轨道的缺陷,并且设计参数少,能够为精确设计提供一组可靠的初始设计参数。仿真计算验证了该方法的有效性。