一种数据类型易扩展的通用遥测事后数据处理方法

提出了一种数据类型易扩展的通用遥测事后数据处理方法,给出了五层处理模型和树状数据结构,并介绍了它的三大核心机制：任务机制、插件机制和条件机制.该方法有效提高了挑路的通用性和对新增数据类型的适应性.经过实践检验,该方法实现了多型号通用,是一种性能优良的处理方法.     

无线控制的负延时存储测试方法

针对在恶劣环境下冲击波场超压测试传统方法中布线难、干扰大、无法实时监测和及时获取数据等问题,提出了一种无线控制的负延时存储测试方法。存储测试装置由传感器、模拟适配调理电路、A/D变换器、存储器、控制电路、接口、电池组成,由单片机与CPLD共同控制两片NAND结构闪存实现高速完整存储。Zigbee无线传感器网络技术用于对整个测试系统的触发、采集和数据传输等操作的控制。实验表明:这种新型测试方法具有可无线遥控、微功耗、抗高冲击、抗干扰、工作稳定可靠等特点,适于恶劣环境下数据记录和传输。     

空地多目标攻击中制导炸弹可投放区计算研究

建立了某型卫星制导炸弹在大气层内制导飞行的弹道模型,探索了求解多目标可投放区(LAR)的技术途径,给出了具体的求解策略.在分析和比较国内外LAR计算方法优劣性的基础上,针对传统模拟搜索法收敛速度慢的缺点,提出了一种改进的快速搜索算法.该算法利用射程多项式拟合模型为变步长模式搜索法提供搜索初值,最大限度的降低迭代次数.算...     

基于攻击期望的双模攻击图生成算法

针对网络中心战中已有的攻击图生成算法不考虑对攻击效果的期望,不能适应多种网络脆弱性分析目标的不足,提出了双模攻击图(Two-Mode Attack Graph,TMAG)的概念.该方法以攻击者在网络中所有主机上具有的权限作为状态,以网络弱点和连接情况为辅助,设定网络攻击的单调性,能自动生成精简状态空间的完备攻击图和关键...     

内弹道过程中气体工质做功能力计算分析

计算分析了3种假设条件下不同气体工质的极限速度,理论推导真空中气体工质自由膨胀所获极限速度的关系式,建立了三维非定常条件下35 mm等截面轻气炮数学模型,采用ANSYS-CFX软件对不同气体工质所获弹丸初速进行模拟计算,对比了不同比例的氢氦混合气体对轻气炮弹丸初速的影响.结果表明:氢气是做功能力最强的气体工质,并且氦气在发射小质量弹丸时具有显著优势.     

微型脉冲供电式光电倒置开关

针对存储测试技术对测试系统低功耗的要求,研制了微型脉冲供电式光电倒置开关.介绍了研制背景和意义,阐述了设计过程及工作原理.此种开关是一种新型开关,具有低电压驱动、低功率损耗、微小体积、延时功能和适用于批量生产的微型器件,其工作时不需要人为接触操作,只需要将开关倒置,就能实现关、开状态的单向转换.该微型开关是电源控制技术的关键技术,也是实现存储测试系统微功耗的关键部件,实验已取得预期的效果.     

喷射沉积Mg-Al-Ca-Zn镁合金力学性能研究

采用喷射沉积加热挤压成形方法制备Mg-Al-Ca-Zn镁合金,使用SEM、TEM等技术对其组织和力学性能进行研究。结果表明:喷射沉积挤压态镁合金组织均匀、晶粒细小,合金中存在大量细小的第二相;沉积挤压态合金抗拉强度可达到425 MPa,延伸率为3%,细晶强化是其主要强化机制;时效处理对喷射沉积挤压态合金抗拉强度无明显影响,但会降低高合金化合金的延伸率,固溶时效处理会降低合金抗拉强度,但可提高低合金化合金的延伸率。     

基于非线性最小二乘法的姿态优化算法

在无陀螺捷联惯导系统中,在一种适合高自旋弹丸运动姿态测试的十二加速度计配置方案下,针对由十二加速度计的输出直接解算出角速度的方法中没考虑加速度计的安装误差问题,提出一种提高角速度解算精度的优化算法。该方法基于非线性最小二乘法从姿态角的一组初值出发开始在每一点处进行线性替代的迭代计算,搜索出满足极值点必要条件的最优角速度,从而实现对姿态角的优化解算。实验证明:该方法能有效抑制安装误差,精度高,是可行的。     

车辆座椅变刚度变阻尼减振的研究

基于双磁流变阻尼器构建了变刚度变阻尼的座椅半主动减振系统,建立了人体-座椅的2自由度动力学模型;对该半主动变刚度变阻尼系统的座椅减振方式采取了开关控制算法.将系统模型在MATLAB—SIMULINK中进行相应的建模仿真,并与被动减振模型进行对比分析.仿真结果表明,人体加速度均方根值要减小72.8%,人体垂直位移均方根值要减小18.4%,大幅度降低了人体所受的振动强度,能有效地改善座椅的减振效果.     

带初始前置角和末端攻击角约束的偏置比例导引律设计以及剩余飞行时间估计

针对导弹飞行过程中受到外部干扰导致前置角变化较大的问题,设计了满足任意初始前置角和末端攻击角度约束的偏置比例导引律,并对该导引律下系统参数的收敛性给出了证明。基于现有分段迭代求解剩余飞行时间的方法进行拓展,解决了现有分段迭代求解方法在前置角等于π/2 rad时存在奇点的问题,并用该改进方法给出了该导引律的剩余飞行时间估计。对提出的导引律和改进的分段迭代求解方法进行仿真,结果表明：该导引律能够满足任意初始前置角和末端攻击角度约束下导弹的脱靶量和末端角度要求,且在飞行末端加速度指令收敛至0;与以往研究结果相比,该导引律在前置角大于π/2 rad时能够实现对导弹的更有效控制;使用改进的分段迭代求解方法对提出的导引律进行剩余飞行时间估计,估计误差小,误差收敛快。仿真结果验证了该偏置比例导引律和剩余飞行时间估算方法的有效性。