热切缺陷对氧化铝陶瓷强度的影响

描述了氧化铝陶瓷封装制造中热切缺陷的产生,并利用扫描电子显微镜及表面粗糙度测量仪对热切表面的表面质量进行了评价.为了进一步的评价热切缺陷对陶瓷元件可靠性的影响,引入Weibull强度统计理论,比较了自然表面和热切表面的强度差异.实验结果表明,热切表面的表面质量明显差于自然表面;同时热切缺陷存在使氧化铝陶瓷试样强度显著下降,强度分散度增加;试样尺寸减小时,热切缺陷使陶瓷元件可靠性更低.     

对称导数的性质及定理

讨论了对称导数与导数、对称导数与连续、对称导数与可积的相关性质,利用这些性质给出了广义的微分中值定理,并由此推出泰勒公式。     

一类具有时滞的细胞繁殖模型的正周期解的存在性

研究了一类血红细胞生存模型的时滞微分方程y（t）=-a（t）y（t）＋6（t）e^-r（t）y（r-τ（t））,t≥0的正周期解的存在性,给出其存在的充分条件。     

高超声速飞行器最优周期巡航轨迹优化

以高超声速飞行器为对象,利用Lagrange乘子法和共轭梯度法对最优周期巡航轨迹进行了研究,并给出了次优周期巡航轨迹的设计方法。最后利用优化方法对最优稳态巡航、次优周期巡航和最优周期巡航进行了数值分析。仿真结果表明,与稳态最优巡航相比,考虑过载≤6约束时燃料节省7.68%,综合过载和加热率约束时燃料节省3.98%。     

基于非线性规划的空空导弹水平转弯轨迹优化

基于空空导弹的质点动力学方程建立了轨迹优化模型,并根据非线性规划优化算法的特点,对优化模型中的积分变量进行替换。采用一种改进的多重打靶法将轨迹优化问题转化为约束非线性规划问题,在此基础上采用广义乘子法和变尺度法求解满足各种约束条件的最优转弯轨迹。仿真结果表明,该轨迹优化方法实现了导弹在约束条件下的最短时间转弯,且所得结果符合运动学规律,对于离轴发射以及越肩发射的转弯问题具有一定意义。     

仿真飞行轨迹的设计及应用

由于全面真实的飞行轨迹数据很难获取,而捷联惯导系统性能测试又必须要有飞行轨迹数据和惯性器件的输出作为基础,为此,介绍了一种仿真飞行轨迹的设计方法,将飞机飞行过程分解为若干基本运动状态,并建立了相应的模型,可根据实际需要组合各种基本运动状态构成一条完整的飞行轨迹.据此设计了一条仿真飞行轨迹并对该轨迹进行了应用仿真.结果表明,此法不仅能够较好地模拟飞机的实际飞行状态,更能有效地测试捷联惯导算法的精确性和可靠性,应用效果令人满意     

登月返回地球再入轨迹的优化设计

针对登月飞船返回地球,其再入速度为108km/s,返回舱的气动加热问题大幅度上升（相对再入速度为78km/s）。给出了多个不同条件下的最优返回再入飞行轨迹设计方案：(1) 二次再入飞行方案;(2) 单次再入飞行方案;(3) 多次再入飞行方案。二次再入飞行方案优于单次再入飞行方案,因为前者可使热防护系统质量下降,具体体现在气动加热上,并容易工程实现。气动加热环境的结果如下：二次再入的最大气动热流密度<单次再入的最大气动热流密度,并且,单次再入的总气动加热量>二次再入的总气动加热量。
     

预测-校正EKF算法在自主导航中的应用

为提高航天器自主导航系统非线性估计精度,通过分析EKF线性化方法的缺 点,基于数学分析理论研究了非线性函数线性化展开点以及雅可比矩阵取值点不同对线性化 逼近程度的影响,然后对传统EKF算法的线性化展开方式进行了改进,提出了一种基于中值 定理和平滑估计的预测-校正EKF（FR\|EKF）新算法。仿真结果表明,该算法在精度上优于 EKF算法。     

“开普勒”：寻找另一个地球

2009年3月6日,美国首颗用于搜寻类地行星的空间望远镜开普勒号在卡纳维拉尔角发射升空。至此,在地球之外寻找外星生命的天文学家将有新工具来实现他们的目标。耗资将近6亿美元的开普勒望远镜将在四年左右的时间内,在银河系的天鹅座与天琴座区域观测类似于太阳的大约10万颗恒星系统,以寻找类地行星和生命存在的迹象。     

拦阻钩初次碰撞道面反弹动力学

分析了飞机着舰拦阻时,拦阻钩初次接触道面碰撞后被反弹的动力学成因,建立了飞机拦阻钩碰撞道面的弹跳模型。研究了下滑轨迹角和甲板角对拦阻钩碰撞反弹角速度和拦阻钩所受冲量的影响,并分别考虑了航母俯仰运动和甲板凸起物对拦阻钩碰撞反弹性能的影响。结果表明：轨迹角约4°时,拦阻钩反弹角速度和其所受冲量随下滑轨迹角呈线性变化;反弹角速度与甲板角的余弦成反比,道面冲量与甲板角余弦的平方成反比;航母向上的俯仰运动和甲板凸起物增大了拦阻钩反弹角速度,凸起物达到一定角度时,机身推拦阻钩的冲量变为拉拦阻钩的冲量。该模型的结果为机身和拦阻钩装置的设计提供了重要依据。