非线性滤波方法及其在飞行状态及参数估计中的应用

基于非线性系统高阶近似的思想,提出一种比推广卡尔曼滤波（ＥＫＦ）更接近非线性系统本质的近似滤波方法,并应用于飞行状态的参数估计（或称为飞行轨迹重构）问题。仿真和实际飞行数据计算结果表明：提出的非线性近似滤波方法比ＥＫＦ有更高的估计精度和更好的鲁棒性,对飞机机动形状、数据长度要求不高,滤波收敛速度快。利用飞行状态估计数学模型的具体特点,使计算量和存储量大幅度减少。该方法应用于非线性较强的飞行状态及参数估计问题。可得到比ＥＫＦ更好的结果。     

基于SN比试验设计法的磨削条件优化及表面粗糙度预测

通过SN比试验设计法,就各因素对磨削表面粗糙度的影响规律加以分析,并寻求能够获得最小表面粗糙度的最佳加工条件,同时提出预测表面粗糙度的方法,并通过实验加以验证。     

机加工艺及测试条件对TC4合金室温拉伸性能的影响

通过不同机加工艺的比对试验．结果表明，进刀量越小，走刀速度越慢，试样表面粗糙度越南．TC4合金的拉伸性能和敷据的分散性就越好；随着拉伸速率的提高，TC4合金材料强度逐步提高．延伸率逐步降低。     

振荡叶栅三维非定常流动数值分析

以全三维、非线性、非定常欧拉方程计算作用于振荡叶栅的非定常气动载荷。欧拉方程的数值离散采用了具有时、空二阶精度的MacCormack显式分裂的两步格式,用时间推进方法得到其数值解。应用动网格技术捕获叶片的运动,保证叶片振动过程中网格边界与叶片表面保持一致。以相移周期条件处理具有不同相位的叶片振动问题,同时发展了伪边界形状修正方法以简化周期边界条件处理。     

民用飞机冰污染水平安定面失速试飞技术研究

基于CCAR-25对民用飞机冰污染水平安定面失速的合格审定试飞要求,对冰污染水平安定面失速进行了分析,针对ARJ21-700飞机,分析总结了冰污染水平安定面失速原理、改出方法、与机翼失速的差异、试飞方法和试飞结果分析,对于民用飞机合格审定试飞以及他运输类飞机具有非常重要的意义。     

含孔边裂纹有限大板的解析变分解法

 本文利用复变函数方法导出了含孔边单侧裂纹有限大板应力与位移的全场表达式,满足所有基本方程、裂纹表面边界条件与复连通域位移单值条件。应用变分原理满足其余的边界条件并由此求解应力强度因子与应力集中系数。在变分方程中,只存在线积分,没有面积分。故本方法收敛迅速、节省机时。     

考虑转台定位误差的快速自对准方法研究

提出了一种考虑转台定位误差情况下的捷联惯导快速两位置自对准方法.在传统解析粗对准方法的基础上,根据对准位置及旋转过程中的惯导相邻时刻输出信息小幅慢变的特点,通过引入中间坐标系,实现实际旋转角度的精确跟踪和导航误差的实时更新计算,同时对动态环境对导航误差的影响进行补偿,以提高导航误差的计算精度.建立等效漂移与导航误差之间的数学关系,基于等效漂移,辨识初始姿态角误差,并根据对准精度要求对辨识结果进行迭代修正.静、动态环境条件下的试验结果表明,该方法能够有效克服转台定位误差对惯导系统自对准的影响,计算速度及精度满足对准要求,具有一定的工程应用价值.     

一种改进的运载火箭迭代制导方法

为提高运载火箭在大气层外当推力出现故障条件下制导算法的最优性、鲁棒性和适应性,提出了一种改进的迭代制导方法。该方法以基于最优控制理论推导的解析形式作为最优控制解,并推导出以5个轨道根数作为终端约束的横截条件,增强了算法的最优性;迭代过程中采用高斯-勒让德方法计算推力积分,并采用球极坐标系下泰勒多项式逼近方法计算引力积分,提高了故障模式下算法的积分精度;该算法采用降维迭代求解模式,并结合对控制变量的合理限幅,保障了推力故障条件下算法的实时性和收敛性。分别基于蒙特卡洛打靶和推力故障条件下进行仿真验证,结果验证了所提方法具有较强的最优性、鲁棒性和故障适应能力。     

地-空导弹最优制导律研究

本文在导弹质点运动不作任何简化的条件下,建立导弹-目标状态空间数学模型,得到以雷达测量参数表示的,可对付机动目标的最优制导规律,将其用于某型导弹上,仿真结果表明该制导律有较好的导引精度和一定的工程实用价值;同时就导弹起控点处高低角、方位角对脱靶量的影响作了研究,该制导律能降低对导弹发射条件的要求。     

平面度最小区域评定的计算机实现方法

对平面度最小区域的评定问题，提出了一种极易在计算机上实现的简便方法，并在微机上用Ｃ语言编制了相应的计算机程序。大量实算证明：该算法准确、快速、稳定，评定结果都达到了最小条件。