再入弹道解析算法在新型制导律上的应用研究

提出了一种再入飞行器新型预测制导方法。在弹道始端,所有方向的总升力组成一个垂直于再入体速度的平面,称该平面上任意方向的速度增量引起预测落点的变化矢量为虚位移。通过对最优虚位移的搜索,获得总升力的最佳方向。然后,针对该制导方法需要预测弹道落点这一情况,给出了再入弹道的解析解。最后,将具有模型简化误差的解析弹道算法应用到该制导律中,仿真发现:经制导控制后最终落点误差从40公里减小到10米。结果表明:在解析法再入弹道存在模型简化误差的情况下,该制导律仍然可以执行。     

基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究

将遗传算法（单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-Ⅱ、NCGA）与高效、高精度的卒间推进方法——SSPNS（Single-sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）流场计算方法相结合，对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点（Ma=7．0）的总压恢复最大为设计目标，多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明，单目标设计使得总压恢复有明显提高；多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合忭能，采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计，并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明，若将设计点选在Ma=6．5左右，则进气道的综合性能较好。     

均匀设计和最优化方法在热处理中的应用

运用均匀设计、线性回归和最优化方法获得某发动机材料３０ＣｒＭｎＳｉＡ调质处理的最佳工艺条件。它可大量减少试验次数、降低试验成本。该方法在制定热处理工艺等试验工作中有推广应用的价值。     

基于偏差信息的星载计算机系统负载平衡算法的研究

相邻结点负载平衡算法具有计算简单、额外开销小的优点。但由于采用局部的观点平衡负载，限制了结点信息得到的范围，使得系统在某种情况下达不到全局平衡，本文提出了基于偏差信息的星载计算机系统负载平衡算法，它改变了结点传递的实际负载信息，使修改后的负载信息能体现出结点及其周边结点的负载形势，以此弥补了相邻结点负载平衡算法的不足，并将其应用在星载计算机系统上，首先，介绍了相邻结点负载平衡算法及其存在的不足；其次，描述了基于偏差信息的星载计算机系统负载平衡算法，最后，通过仿真实验，给出了这种算法同其它几种负载平衡算法的比较，并证明了它的正确性与可行性。     

基于预警卫星观测的弹道导弹运动状态估计算法

针对预警卫星仅有角度测量信息,目标运动可观测性很弱,而导致最大似然弹道估计条件病态严重的问题,提出基于提供目标状态估计和联合误差协方差的Levenberg-Marquardt算法的修正最大似然估计(MML)算法.利用预警卫星初始观测时刻的目标高度和速度等部分先验信息作为伪测量量,推导出导弹运动状态参数估计的修正最大似然算法.最后,对算法进行了Monte-Carlo仿真研究,仿真结果表明估计误差同理论误差边界相当,验证了估计算法的一致性和有效性.     

CAD／CAE技术在工艺装备设计中的应用

在镜头的机床定心加工中，过渡环的刚度和质量是影响定心加工精度的主要因素，文章在分析过渡环在加工中的受力情况的基础上，使用Pro／E进行三维造型，使用PATRAN建立有限元模型，使用NASTRAN进行结构静力分析和模态分析，然后根据分析结果优化结构质量。     

基于改进蚁群算法的巡航导弹航迹规划

研究了一种基于改进蚁群算法的巡航导弹航迹规划方法，以规划出生存概率更大、飞行距离更短的攻击轨迹，有效提高巡航导弹的作战效能。提出了坐标变换的思想，通过坐标变换将蚁群算法中信息素局部更新策略和全局更新策略协同作用的机制合理地应用到了航迹规划中，通过将信息素全局更新规则中的信息素常量和挥发率进行自适应变化来对算法进行了改进，最后对算法进行了计算机编程仿真实现。仿真结果验证了改进算法能有效避免算法过早陷入局部最优，加快算法的收敛速度，能取得目标函数更优的航迹规划路径。     

基于短波多径信道的复判决反馈均衡器的改进

在平方根卡尔曼复判决反馈均衡器原理的基础上,针对短波信道经常存在的多径在前主径在后的情况,对应用于短波高速数据传输的均衡器进行了结构上的改进,不立刻对输入均衡器的码元进行判决,而是延迟一定码元时间后再进行判决。MATLAB仿真结果表明,进行延迟判决的均衡器在既不影响均衡器的收敛速度,且算法复杂度增加很少的前提下,比常规结构的复判决反馈均衡器在抗干扰性能上有很大提高。     

基于及时修正策略的成败型产品可靠性增长分析

针对及时修正试验策略，根据Fries可靠性增长模型和Duane学习曲线特性，基于不同的失败类型对模型进行了扩展。用进化算法对似然函数求极值，获得了参数极大似然估计，以及最终研制阶段可靠性点估计。对某固体火箭发动机可靠性增长实例的分析结果表明，与经典评估方法相比，本文模型更具优越性。     

星图识别质心提取算法研究

采用对星图中星体的灰度值进行加权的方法，计算星图中星体的质心坐标。分析了星图预处理的方法，在此基础上进行了噪声条件下的仿真研究，并获得了满意的结果。