中小外贸企业经营机制创新分析

经营机制创新是中小型外贸企业摆脱困境的必由之路。针对目前面临的主要问题，从外部环境及企业自身经营机制缺陷方面对中小型外贸企业生存环境进行分析，并从实现经营机制创新角度探讨改善现状的方法，力图找出中小型外贸企业经营机制创新的突破点。     

飞机主操纵系统疲劳试验载荷谱小操纵位移频次问题研究

针对飞机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱中小操纵位移频次影响问题进行了分析和讨论,确定了某机全机主操纵系统小操纵位移频次的级别。同时,在原某机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱的基础上再次对其小操纵位移频次进行了计算,去掉了这一级别以下对全机主操纵系统疲劳试验无影响的小操纵位移频次,从而完善了主操纵系统疲劳试验载荷谱。另外,对小操纵位移频次问题研究结果在其全机主操纵系统疲劳试验中的实施效果进行了阐述。     

基于变结构控制理论的航向平面导引规律设计

基于变结构控制理论．针对小型水面机动目标，设计了一种新的导弹航向平面导引律．并对导引律中所需要的目标运动信息给出了估算方法。由于导弹的动态特性对脱靶量有较大影响，为此．本文还研究了导弹动态特性补偿的方法。仿真结果表明．在导弹的动态响应特性较好的情况下，该导引律能提供很高的命中精度；在导弹的动态响应特性很差的情况下，对动态特性补偿后，仍可得到很高的命中精度。     

静止轨道卫星通信链路的预算与分析

星地链路计算作为卫星通信的重要技术，是卫星通信系统设计的基础和理论依据，直接决定了卫星通信系统的链路通信质量。由于影响卫星链路的因素很多，设计中存在一处不合理即使得整条星地链路不可用，造成巨大的损失。而且在实际设计中无法做到最理想的链路状态，往往需要在某方面有所取舍，这也是链路计算中的一大难点。基于目前国际通用的链路计算方法，将星地链路上下行拆分，独立计算，综合分析，再结合实际工程经验，分析和计算实际工程案例，针对不同的链路配置给出相应合理的设计方法，可作为静止轨道通信卫星星地链路计算分析的参考。     

小样本条件下多应力加速寿命试验预测方法

鉴于导弹中的电子设备价格昂贵、可用于试验的样本量少,在开展加速试验以及寿命预测的实际工作中通常为小样本的背景。文章研究探索小样本条件下多应力加速试验寿命预测方法,分别建立通用对数线性模型、 BAS-BP神经网络模型、灰色–支持向量回归模型,结合多应力加速试验数据在各应力条件下的样本容量分别为 56组、20组、10组、5组的情况下,比较 3种模型的预测效果,分析各模型的适用场合和时机,探索小样本条件下模型的选优问题,为小样本条件下多应力加速试验寿命预测提供有益的借鉴。     

复杂背景下红外弱小运动目标检测的新方法

提出了一种用于检测不同类型复杂背景下红外弱小运动目标的新方法。该方法能够根据图像信息自动选择背景预测算子;同时,针对不同类型复杂背景中目标和背景特性的差异,提出了“局部小目标可辨识度”的概念,并定义了一种有效的方法将其量化。在此基础上,采用蒙特卡罗实验方法构造了一种新的阈值函数,实现了单帧目标的检测,然后采用移动加权管道滤波提取目标的运动轨迹。实验结果表明,该方法对不同类型复杂背景的红外弱小运动目标具有很好的检测性能。     

高温合金松弛过程回归分析方法

基于线性过程回归分析理论,建立了高温合金应力松弛过程回归分析方法,给出了松弛过程的回归方程和高置信水平、高可靠度的单侧置信下限曲线.高温合金松弛过程回归分析方法可以将应力松弛过程作为一个整体进行回归分析,充分利用了不同时刻剩余应力试验数据间的纵向信息,具有信息量大、精度高的特点.而且当试样数量较少时,传统方法得到的剩余应力置信下限曲线可能会发生畸变,而该方法则可以避免这一现象的发生.工程应用表明,在试样数相同的情况下,该方法比传统方法具有更高的精度,而在精度相同的情况下,则可减少大量试样.      

涡轮喷气CO_2气动激光器概念研究

通过分析航空发动机和燃烧驱动CO2气动激光器的相似性,探讨了将航空发动机改装成CO2气动激光器的可行性.提出了涡轮喷气CO2气动激光器的概念和基本框架,分析了其中涉及的各项关键技术和初步解决方案.针对典型航空发动机的工作状态,设计了阵列喷管型面,并对小信号增益和喷管内流场分布进行了数值计算.结果表明,利用航空发动机燃气可以获得较高的小信号增益,涡轮喷气CO2气动激光器存在其合理性和可行性.     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明：大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。     

脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析

为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型.结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当.