摘要：平台导引头隔离度的存在不仅降低了导引头跟踪精度,其引起的隔离度寄生回路对导弹制导系统存在严重的影响。通过对平台导引头隔离度产生机理进行分析,分别建立了弹簧力矩和阻尼力矩引起的隔离度模型,在此模型的基础上利用劳斯判据分析了隔离度寄生回路稳定边界,并研究了寄生回路对制导系统有效时间常数和有效比例导引系数的影响。结果表明:为了保证隔离度寄生回路的稳定,需要限制制导控制系统主要参数的取值范围;在寄生回路的作用下制导系统有效时间常数和有效比例导引系数与原设计值发生偏差,需要重点关注。所得结论可以为导弹制导控制系统初步设计以及导引头总体指标确定提供理论参考。

摘要：基于总体结构参数对后期详细设计的重要性这一事实,探讨了航空发动机叶片概念设计中可能出现的强度问题,研究了涡轮叶片的AN2值、轮缘切线速度、叶片稠度和材料性能等重要设计参数对强度和寿命的影响.结果表明:目前先进民用大涵道比涡扇发动机的AN2值在25m2·(r/min)2以内,轮缘切线速度应当使得涡轮盘的形状因子控制在2以内,叶片稠度则应满足叶片能被榫连结构包容的要求,材料蠕变和低循环疲劳性能的限制要求高压涡轮叶片根部平均应力控制在250MPa左右.这些结果将为先进航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的设计提供重要的参考依据.

摘要：在研究应用编程接口(API)测试特点的基础上,运用软件测试技术与方法对API进行了正确性测试,设计了API自动化测试框架,采用XML语言进行API自动化测试工具的设计和实现方案。使用该工具可在API信息提取、测试用例生成及测试用例执行、测试报告生成等方面实现自动化。该工具主要用于验证第三方提供的API,由于单元测试中较多地使用了API测试,因此也可运用于软件的单元测试。

摘要：围绕适用于小型无人机、单兵等平台的微小型弹药制导化需求,提出了基于捷联导引头和捷联惯导的全捷联制导控制方案。针对全捷联体制无法直接提供有效制导信息的问题,导出了惯性视线速率的理论方程及滚转稳定条件下的实用形式,设计了非线性微分器以实现稳定的视线信息数值微分。给出了作为内回路的PI校正两回路过载驾驶仪。分别进行了机载平台和单兵发射的仿真。结果表明:全捷联技术可以有效解决小射程条件下制导弹药的小型化、精确化,多约束条件下的制导控制系统设计是应用的关键。

摘要：基于健康退化曲线对军用飞机故障预测与健康管理(PHM)技术的内涵、基本功能和能力需求进行探讨,在此基础上,以科学评价PHM(prognostics and health management)系统的诊断和预测能力为目标,从能力需求出发提出PHM系统性能度量方法体系(包括诊断性能度量、预测性能度量以及综合度量),并对各个度量方法的定义和应用进行详细阐述。为PHM系统算法设计、改进及系统能力验证奠定基础,具有一定的工程应用价值。

摘要：网络仿真技术为通信网络设计和性能优化提供了一种科学的方法。首先简要介绍了网络仿真软件NS2(Network simulator-2)的特点,详细分析了NS2基于无线网络仿真实现原理,最后结合实例对运用NS2进行无线网络仿真步骤做了详细说明。

摘要：合理的空空导弹接口设计,有利于减少发射装置的装备品种和数量,并有利于解决战机/空空导弹互用性问题。主要研究分析美国等西方国家空空导弹接口标准、标准采用情况和发射装置通用化情况。

摘要：在末制导武器备受青睐的背景下,首先,给出了制导系统的基本结构,简单介绍了比例导引律下的制导回路及其特点。其次,在平台式导引头机械结构假设下,为使导引头快速追踪目标,将进动角速率分为线性区、过渡区和非线性区,使用Hermite方法设计了导引头跟踪方案,使导引头角速率平滑过渡。再次,针对这类导引头普遍存在死区-饱和非线性环节的问题,运动描述函数方法,重点分析了引入自动驾驶仪的制导系统稳定性问题。研究表明,该非线性环节对系统相位裕度没有影响,而对幅值裕度略有提高。最后,给出了随剩余末制导时间的减少,制导系统特征根的分布情况以及末制导段最小稳定裕度。

摘要：以反辐射导弹的制导控制系统设计为应用背景,研究不同制导律下天线罩误差对导弹制导控制系统的影响。建立了比例导引律和速度追踪律下的天线罩误差寄生回路模型和制导回路模型,采用伴随法和无量纲方法,仿真分析了2种制导律下天线罩寄生回路的稳定性以及不同噪声源下的无量纲脱靶量,并进行了对比研究。仿真结果表明,比例导引律对应的寄生回路稳定域要小于速度追踪律;在雷达导引头噪声的作用下,比例导引律下的无量纲脱靶量大于速度追踪律,而在目标机动的情况下,比例导引律的制导精度要优于速度追踪律。

摘要：通过分析现有试验设计方法存在的不足和正交试验设计方法的优势,提出采用正交试验设计方法进行航空发动机高空模拟试验设计的思路。对高空模拟试验的项目、指标、因素和水平进行分析,根据不同的试验项目和指标确定试验设计的因素及水平;再选择适合的正交表并进行表头设计,将试验因素和水平按照一定的原则填入正交表后获得正交试验方案;最后以航空发动机高空稳态性能试验为对象进行正交试验设计,获得的试验方案在高空台效率提升等方面具有一定的指导意义。