防空导弹武器系统故障诊断技术探究

对主要的故障诊断技术进行了系统地归纳和分类,并重点讨论了基于知识处理的智能故障诊断方法,对专家系统故障诊断方法、故障树故障诊断方法、模糊故障诊断方法、神经网络故障诊断方法以及基于支持向量机的故障诊断方法进行了详细介绍。     

质量控制中的方法论

借、结合控制论的原理和方法，论述了质量控制中的方法问题－－控制的基础、闭环控制、实时控制、系统控制、自适应控制及“白箱”和“黑箱”方法等，并对每种方法作了分析和介绍。     

战术导弹现代自动驾驶仪设计方法综述

对近几年国外报道的基于现代控制理论的导弹自动驾驶仪的设计方法:动态逆、滑模变结构、非线性H∞、神经网络、状态R icatti方程、线性变参数方法就原理、实施、发展动向、存在的问题进行了综述,对这些方法在导弹自动驾驶仪的具体设计中的优缺点进行了简要的总结,指出了各种方法急需解决的问题,并对如何克服相应的缺点给出了建议性的方向。     

天线近场特性的研究方法及其应用

本文对感应近场、Fresnel近场和远场的特点进行了比对;给出了研究天线近场特性所采用的方法,包括理论方法、数值和仿真方法及实验方法。最后,结合航天工程背景探讨了天线近场特性的空间应用。     

雷达导引头干扰对抗仿真技术研究

研究了复杂战场环境下,反舰导弹雷达导引头干扰对抗性能分析评估的数学仿真平台设计方法.首先介绍了仿真系统总体设计方案、模型体系结构、雷达导引头仿真建模方法,然后论述了目标起伏、闪烁、海杂波仿真建模方法,以及典型干扰原理及其仿真建模方法,最后对雷达导引头干扰对抗综合性能评估方法进行了探讨.基于该仿真系统,可以对反舰导弹在复...     

复杂系统仿真概念模型研究进展及方向

介绍了仿真领域里的概念模型的发展过程及研究现状，针对复杂系统仿真提出了复杂系统仿真概念模型，研究了复杂系统仿真概念模型的内涵和评价建模方法优劣的标准，探讨了关于复杂系统仿真概念模型的建模语言、描述方法、建模过程、验证方法和辅助工具五个研究方面的研究方法及方向。     

ASA软件过程改进方法与CMM方法的比较

分别介绍了NASA软件过程改进方法和能力成熟模型 (CMM)方法的要点和主要内容 ,并从目标、初始基线、初始分析和改进方法等 4个方面对这两种方法进行了比较和分析 ,阐述了异同点 ,说明了NASA不是照搬CMM方法 ,而是根据航天产品的特点 ,采用了具有独自特色的软件过程改进方法     

不确定非线性系统鲁棒控制研究

对不确定非线性系统鲁棒控制的主要设计方法和应用领域进行了较为详细的分析和论述，包括Lya-punov方法、输入／输出反馈线性化方法、变结构控制方法及神经网络控制方法等。给出了设计思想，对它们在不确定非线性系统设计中的地位和作用进行了评述，并指出了存在的问题和相关的研究方向。     

小行星探测器轨迹优化方法

对小行星探测器轨迹优化方法进行了综述。介绍了直接法中的直接打靶法、直接配点法、伪谱法、微分包含法,以及间接法两种典型的轨迹优化方法,分析了其优缺点,以及在小行星轨迹优化中的应用。介绍了智能优化算法中的遗传算法、模拟退火算法、粒子群算法和多目标进化算法,分析了其相对传统优化方法的优缺点,以及相应的改进方法。     

飞行器控制的伪线性系统方法——第一部分：综述与问题

首先将非线性控制方法归纳成三类：基于李雅普诺夫泛函的设计方法、基于最优控制思想的设计方法和以线性为主导的设计方法，并对此三类方法进行了简略的综述。然后进一步在此类划分的框架下概述了飞行器控制的非线性方法，并引入了伪线性系统的概念。最后介绍了卫星姿态与轨道控制、飞行器制导与控制中的六类典型飞行器控制问题的二阶伪线性系统描述。     

ADN与硝胺氧化剂的相互作用

用高压差示扫描量热法(PDSC)和热重-微商热重法(TG-DTG),研究了高能氧化剂ADN(二硝酰胺铵)的热分解及其与HMX和RDX的相互作用。结果表明,ADN与HMX和RDX之间存在着强烈的相互作用。因部分HMX溶于熔融的ADN中,而参与了ADN组分的分解,ADN的放热分解峰温因压力升高而提高,而HMX产生了双分解峰。大量的RDX因ADN的熔融而提前液化与ADN一起分解,因ADN气相产物的抑制作用,使混合体系中RDX组分常压下的分解峰温后移,而RDX自身分解气相产物的催化作用,使其高压下的分解峰温前移。     

单分散钴纳米粒子的制备及其对二硝酰胺铵（ADN）的热分解作用

采用氢电弧等离子体法在惰性气氛中制备了单分散的高纯度纳米Co粉。利用透射电子显微镜(TEM)和相应选区电子衍射(SAED)、比表面吸附仪、X射线衍射(XRD)等手段对样品的粒度、形貌、比表面积、成分进行了表征。将纳米Co粉按不同比例与二硝酰胺铵(ADN)制成复合粒子,并用差热分析(DTA)考察了不同比例的纳米Co粉对ADN的热分解催化作用。结果表明,在ADN中加入纳米Co粉,可使ADN的分解峰温明显降低,比例越大,分解峰温的降低也越多,且表观分解热显著增大,说明纳米Co粉对ADN有较强的催化作用。     

耦合凝相-气相动力学机理的二硝酰胺铵燃烧模型

为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium Dinitramide)固体推进剂燃烧物理化学过程并预测其燃 烧特性,建立一个耦合凝相-气相动力学机理的ADN燃烧模型。该模型基于凝相与气相的总连 续方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立,并引入多组元系 统状态方程封闭方程组。模型中包含34种组元,1个固相（凝相）ADN分解总化学反应和165 个气相细节（基元）化学反应,并使用以温度函数表示的物性参数进行计算。应用气相燃烧 模型 对0.6 MPa下ADN燃烧火焰温度、组元摩尔浓度分布进行预测;应用耦合凝相-气相的燃烧模 型对0.2 MPa～36 MPa压强区域内柱状端燃ADN推进剂燃速、燃烧表面温度进行预测,计算结 果与文献报道试验数据较吻合。说明该燃烧模型能够较准确描述ADN气相燃烧波结构和ADN固 体推进剂燃速特性。
     

新型含能材料二硝酰胺胍的合成及性能测试

介绍了采用二硝酰胺铵（ADN）为原材料制备二硝酰胺胍（GDN）的制备工艺，鉴定了其结构，测定了其各项性能，证明其性能优于二硝酰胺铵及硝基胍（NG）。     

基于点击化学反应的键合剂应用研究

为改善ADN基三唑交联固化体系固体推进剂的粘合剂/固体填料间的界面作用,提高其力学性能,设计合成了基于点击化学反应的键合剂N-炔丙基-2,2'-二羟乙基胺(BA-2)、N-炔丙基-3,3'-二丙腈基胺(BA-7),并采用DSC证明2种键合剂与ADN具有良好的相容性;采用DSC和FT-IR表征了键合剂与以GAP为代表的含能粘合剂的反应性,二者可在60℃进行成环反应;测试并计算了键合剂与ADN的界面特性参数,证明BA-2和BA-7与ADN有较好的吸附作用,有望在ADN基三唑交联固化体系取得应用。     

国外固体推进剂研究与开发的趋势

从4个主要发展方向分别评述了2010年前固体推进剂研究开发的趋势，认为中近期较现实的高能推进剂组合可能是叠氮粘合剂／ADN／Al或AlH3；战术导弹实现低特征信号主要是以损失固体推进剂部分能量为代价，而低特征信号推进剂添加CL－20和ADN是提高其能量的首选途径，高氮化合物、氧化呋嗅化合物等也有良好的应用前景；采用钝感的粘合剂（如HTPE）、钝感的硝酸酯和合理调控固体添加剂的化学结构及物理性能是实现固体推进剂钝感的有效途径；介绍了用可水解粘合剂（PEGA）或热塑性弹性体（TPE）粘合剂制成的新型固体推进剂具有令人瞩目的少污染和可再生使用性能的实例。     

二硝酰胺铵纯度测定

研究了一种快速、简便的二硝酰胺铵（ADN）纯度测定方法。以MI溶剂分离混存于ADN中少量AN杂质，并在MI介质中，以季铵盐为滴定剂，非水电位滴定法测定ADN纯度。方法标准偏差为0．0019，变异系数为0．19％。     

钝感GAP微烟推进剂的能量性能计算

根据推进剂配方理论计算程序计算了含N-脒基脲二硝酰胺(FOX-12)、1,1-二氨基-2,2-二硝基乙烯(FOX-7)、3-硝基-1,2,4-三唑-5-酮(NTO)、三氨基三硝基苯(TATB)、3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱(DNTF)、黑索今(RDX)、二硝酰胺铵(ADN)等高能钝感氧化剂及1,2,4-丁三醇三硝酸酯(BTTN)、二缩三乙二醇二硝酸酯(TEGDN)、三羟甲基乙烷三硝酸酯(TMETN)、N-丁基-2-硝酸酯乙基硝胺(Bu-NENA)等钝感增塑剂的几种单元推进剂和钝感微烟推进剂的能量性能。计算结果表明,所列的7种含能氧化剂中,由RDX和DNTF形成的单元推进剂的标准理论比冲分别为2 696.4 N.s/kg和2 610.2 N.s/kg,明显优于其他几种氧化剂。当采用DNTF部分取代GAP推进剂中的RDX或ADN后,推进剂的理论比冲、密度和特征速度相应提高。由于DNTF的感度低于RDX,因此DNTF引入推进剂中,对提高钝感GAP微烟推进剂的能量性能是有益的。     

用详细化学动力学机理模拟固体推进剂组分燃烧的研究进展

针对未来固体推进剂燃烧模型的发展趋势,综述了近年来国外以详细化学动力学机理为基础建立的固体推进剂燃烧模型,并介绍了相关的理论公式和数值求解方法。模型可计算的燃烧特性参数包括燃速、压强指数、燃速温度系数、物种曲线、温度曲线、表面温度和火焰温度等。目前,模型已涉及到的物质包括硝胺类(RDX,HMX,CL-20,HNF)、叠氮类(GAP,BAMO,AMMO)、硝酸酯类(NG,NC,BTTN,TMETN,DEGDN)和硝酸盐类(ADN,AN)等。模型计算结果表明,预测的燃烧特性值与实验值比较一致,证明该机理可预测先进固体推进剂的燃烧特性和指导配方设计。但目前该类模型的主要局限是凝聚相内化学反应路径和反应速率以及凝聚相初生物种的确定问题。     

Flight demonstration of new thruster and green propellant technology on the PRISMA satellite

The concept of a storable liquid monopropellant blend for space applications based on ammonium dinitramide (ADN) was invented in 1997, within a co-operation between the Swedish Space Corporation (SSC) and the Swedish Defense Research Agency (FOI). The objective was to develop a propellant which has higher performance and is safer than hydrazine. The work has been performed under contract from the Swedish National Space Board and ESA. The progress of the development has been presented in several papers since 2000.ECAPS, a subsidiary of the Swedish Space Corporation was established in 2000 with the aim to develop and market the novel “high performance green propellant” (HPGP) technology for space applications. The new technology is based on several innovations and patents w.r.t. propellant formulation and thruster design, including a high temperature resistant catalyst and thrust chamber.The first flight demonstration of the HPGP propulsion system will be performed on PRISMA. PRISMA is an international technology demonstration program with Swedish Space Corporation as the Prime Contractor.This paper describes the performance, characteristics, design and verification of the HPGP propulsion system for PRISMA. Compatibility issues related to using a new propellant with COTS components is also discussed. The PRISMA mission includes two satellites in LEO orbit were the focus is on rendezvous and formation flying. One of the satellites will act as a “target” and the main spacecraft performs rendezvous and formation flying maneuvers, where the ECAPS HPGP propulsion system will provide delta-V capability.The PRISMA CDR was held in January 2007. Integration of the flight propulsion system is about to be finalized.The flight opportunity on PRISMA represents a unique opportunity to demonstrate the HPGP propulsion system in space, and thus take a significant step towards its use in future space applications. The launch of PRISMA scheduled to 2009.