一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

提出了一种新的折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术,重点解决了在机弹分离过程中折叠弹翼动态展开时悬挂物的气动力获取问题。研究表明,提出的试验技术通过将悬挂物气动力修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中,准确地得到悬挂物的分离特性,解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈,为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性提供一套工程实用的解决方案。     

弹道修正执行机构综述

二维弹道修正弹是一种低成本、高精度的精确打击弹药,修正机构是弹道修正弹上的重要部件,其性能决定了弹丸的弹道修正能力。针对弹道的二维修正需求,介绍了国内外对二维弹道修正弹修正机构的研究状况;列举了应用在二维弹道修正弹上不同类型的修正机构;阐述了不同类型修正机构的工作原理、特点以及各自的局限性。最后,对不同类型修正机构特性进行了比较,给出了相关技术指标,对比了各自的优缺点。阐述了选择和设计执行机构应注意的问题。     

民机与民航产业投入产出分析

运用价值型投入产出模型,基于投入产出表,分析我国民机产业在国民经济中的地位、与各部门之间的相关联系、对其他部门的依赖性以及对国民经济的带动,并进一步与民航产业进行对比分析。研究结果进一步印证民机产业在国民经济发展中的重要性,为进一步争取国家政策支持提供理论基础和依据。     

Disturbance observer based model predictive control for accurate atmospheric entry of spacecraft

Facing the complex aerodynamic environment of Mars atmosphere, a composite atmospheric entry trajectory tracking strategy is investigated in this paper. External disturbances, initial states uncertainties and aerodynamic parameters uncertainties are the main problems. The composite strategy is designed to solve these problems and improve the accuracy of Mars atmospheric entry. This strategy includes a model predictive control for optimized trajectory tracking performance, as well as a disturbance observer based feedforward compensation for external disturbances and uncertainties attenuation. 500-run Monte Carlo simulations show that the proposed composite control scheme achieves more precise Mars atmospheric entry (3.8?km parachute deployment point distribution error) than the baseline control scheme (8.4?km) and integral control scheme (5.8?km).     

校罗差时磁偏差设定为零的机理分析

在飞机地面通常检查时,磁差给定器磁偏差值往往设定为当地磁差,才能得到正确的航向。校正磁罗差时,只有将磁差给定器设定为000.0,不然罗差计算会大大溢出指标。文章通过磁罗差校正的原理和校正方法的论述,进一步分析了校罗差时将磁偏给定器设定为000.0的工作机理。     

综合集成系统中基于Agent的模型设计与管理

简要介绍了Agent技术,提出了Agent Model结构和模型综合集成空间(Mspace)概念.在综合模拟系统中,建立了消息队列(MSMQ())模型,以实现对模型的管理与调度.阐述了基于Agent Model结构和模型综合集成空间(Mspace)技术探讨作战仿真类模型,以及实现了模型在交互联合作战仿真集成方面所作的研究.     

基于特征映射的涡轮导向叶片精铸模型自动转换研究

通过对涡轮导向叶片及其精铸模型结构特点的分析,以特征映射理论为依据,提取其结构特征、特征内部的约束关系和构成特征的几何元素,将叶片的内外零件模型添加加工余量、工艺附件、收缩率后得到精铸模具设计和制造所需要的模具型腔体模型,从而完成了精铸模具设计各模型间的自动转换,大大缩短了精铸模具的设计周期,具有重要的理论和实践应用价值.     

简单二体引力模型用于空间目标轨道面交线确定的效果分析

在空间目标碰撞预警分析中，准确地计算出空间目标的轨道面交线是进行地心距筛选、时间差筛选的前提，目前较多使用的快速确定轨道面交线的方法为简单二体引力模型。深入分析该模型，比较了其计算的空间目标轨道面交线与STK计算结果的差异，指出了简单二体引力模型在计算空间目标轨道面交线时的局限性，认为轨道摄动是影响轨道面交线计算准确性的主要原因，应该采用更能反映空间目标实际运动规律的改进的二体引力模型的方法。     

攻角试飞测试基准的误差修正

阐述了攻角测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性。选定机头空速管攻角传感器为攻角试飞的测试基准，分析其攻角探测特性，并运用细长旋成体理论重点计算了机体绕流对攻角测量的影响量。探讨了攻角试飞测试基准的误差修正问题。     

如何建立实际问题的数学模型

通过对一例实际问题的物理分析，结合高等数学知识，阐述建立相应数学模型的方法。