光控高温超导衰减器及其激光二次激励特性

提出了一种新型激光光控高温超导微波可变衰减器。该衰减器的实质是利用高温超导薄膜卓越的激光响应特性和极低的微波表面电阻,实现优良的衰减性能。主要结论包括：高温超导衰减器的插入损耗小于0.2ｄＢ,比常规衰减器低1个数量级;当激光波长为0.68μｍ时,高温超导衰减器的可变衰减精度小于0.01ｄＢ,比常规衰减器至少低1～2个数量级;本实验条件下,首次激光激励后高温超导衰减器衰减量响应幅度约为0.09ｄＢ,激光热效应影响时长为3.5秒,而第2秒和第3秒的二次激光激励,响应幅度分别变为0.4ｄＢ和0.6ｄＢ,激光热效应持续时长分别变为0.9ｓ和2ｓ,说明激光热效应持续时长以及二次激光激励时间间隔是影响光控高温超导衰减器衰减性能的重要因素。     

一种W波段波导衰减器的设计与验证

针对太赫兹频段卫星通信系统对信号传输及控制的需求,设计了一种工作于75 GHz～ 110 GHz毫米波频段的大功率高精度波导可调衰减器.文章采用了吸收式衰减的方案,设计了一种插入式衰减的波导衰减器的衰减结构.首先确定波导可调衰减器结构要求;其次运用HFSS软件对衰减器射频指标进行设计仿真,并对衰减片方阻、厚度、外形结构等进行参数分析;最后通过制造出波导可调衰减器实物并进行测试,验证了设计方法及设计结果准确.结果 表明:波导可调衰减器的驻波比与衰减片外形有关,衰减平坦度与衰减片方阻值相关.在75 GHz～110 GHz频段,衰减器的电压驻波比小于1.2,插入损耗小于1.0 dB,衰减量调节范围为0 dB～ 30 dB,耐功率为500 mW,实现了低驻波比、小插损、大衰减范围、高精度的技术要求.     

高增益高动态接收机中频信道的设计

本文简述高增益高动态接收机中频信道的设计。选用增益随频率变化比较平坦的宽带放大阻件提供固定放大量,而增益控制则由电调衰减器完成。文中给出了电路原理及其框图。给出增益变化和控制电压的关系曲线。本电路稳定可靠,性能良好。     

扩频多目标跟踪训练系统设计

分析双通道单脉冲体制测控雷达跟踪原理,针对扩频测控体制,提出利用扩频多目标跟踪信号模拟器构造扩频多目标跟踪训练系统的设计思想。采用基于通用计算机的高速信号回放技术实现多目标扩频信号的灵活仿真,采用对高精度数控衰减器的实时前馈控制实现高精度的动态角度模拟性能。该训练系统将有效满足航天测控领域扩频多目标跟踪训练的迫切需求。     

PD雷达导引头目标信号的射频仿真

介绍了脉冲多普勒 (PD)雷达导引头目标信号模拟器的实现原理及方案以及信号特征直接处理方法 ,一种新的应用于现代PD雷达的相参模拟手段 ,其原理是在雷达导引头的发射信号上直接引入时域、频域及空间的目标信号特征参量来产生目标回波信号。在论述比较各种实现途径的基础上 ,提出了模拟器的一种实现方案 ,该模拟器采用数字射频存储器(DRFM)技术产生目标距离延迟 ,通过大动态程控衰减器实现目标信号幅度处理 ,由直接式数字合成器 (DDS)模拟目标多普勒频率 ,利用天线阵列模拟目标信号的角位置     

高可塑性射频通道增益温度补偿电路构架研究

介绍了高可塑性线性工作模式及压缩工作模式射频通道增益温度补偿电路架构。该补偿电路具有低功耗、高集成、小型化的优点,其主要由模拟衰减器和控制电路两部分组成。模拟衰减器动态范围约为20dB，位于射频链路中不影响噪声系数及输出功率的位置。控制电路是由4只正、负温度系数不同的阻值热敏电阻与待调电阻嵌套组成纯电阻网络，稳压后直流电压经过该电阻网络后得到随温度变化的控制电压。该控制电压随温度变化灵活，共有抛物线、碗状、正反L形状和正反斜率线性变化6种趋势，可完全满足射频通道线性工作模式和压缩工作模式增益稳定不同需求。对高可塑性射频通道增益温度补偿电路架构进行了原理分析，并给出具体设计过程。通过软件仿真和实物验证了电路架构合理有效。星载C频段接收机应用该补偿电路后,在-5℃~55℃范围内，增益温度稳定度约0.1dB，达到国际先进水平。     

S、C和X波段雷达系统的T／R“芯片”

介绍了三种MMIC芯片的设计和测量结果。这些芯片包括T／R转换开关、多位衰减器、多位移相器、放大器和LVTTL逻辑电路，用于测试S、C和X波段相控阵雷达系统。这组芯片采用标准pHEMT工艺，显示出良好的初通结果：RMS衰减器和相位误差小、增益变化小和平均50％的RF指标一次通过率。对设计和工艺做一些调整。相信未来的芯片生产实现70％的RF指标合格率是可能的，因而这组芯片对低成本相控阵T／R模块是非常具有吸引力的。     

陆地卫星地面站天线系统G/T值的测量

本文介绍陆地卫星地面站天线系统G/T值间接法测量。G/T值是通过“负载”的有效输入噪声温度测量、“源”的有效噪声温度测量、天线增益测量间接得到的,参考点都是选在场放输入端,“负载”的有效输入噪声温度测量和“源”的有效噪声温度测量(天线俯仰角EL=5°)是利用一个冷热源和一个精密衰减器进行的(Y系数法),天线增益测量是利用一个标准喇叭和一个精密衰减器在天线测试场地进行的(增益比较法),最后作了误差分析、     

一种单路开环对消电路设计

文中设计一种形式新颖的开环对消电路 ,用于提高收发天线的隔离度 .它由耦合器、衰减器、移相电路和加法器组成。具有宽频带 ,结构简单 ,体积小等特点。试验结果表明 ,此对消电路可在 40 0 MHz工作频段内实现 1 0 d B以上对消比     

100 W微波等离子推力器固态源研制

为了实现微波等离子推力器的小型化,利用固态器件、衰减器和检波器一体化设计技术及液体冷却技术,研制出小型化的微波等离子推力器固态源,其输出和反射微波功率可由固态源输入电压和检波器的输出电压进行控制与检测,固态源的质量与体积分别是磁控管微波源的15%和6%。对采用固态源的推力器分别进行了地面和真空实验,结果表明固态源能稳定可靠地工作。     

星间链路发射机时延零值的数字标定算法

The traditional absolute calibration based on oscilloscopic observation is not suitable for crosslink transmitter. A new calibration algorithm is developed by using a digital signal processing technique. The output signal of crosslink transmitter and the pulse per second signal are sampled in synchronization. At first, the delay reference is determined according to straight line fitting for the signal level stepping segment. The sampling data of crosslink transmitting signal is decimated and then phase acquisition processing is made to determine the initial synchronization point. A fine search for the start of the pseudo random code has been processed between front and rear of the initial synchronization point. Finally, the transmitter delay can be obtained according to the sampling frequency and the calibration delay of the test cable and attenuator. Compared with the oscilloscopic observation method, the analysis and test results show that the proposed technique has overcome the faults caused by whole chip ambiguity and the calibration accuracy can be improved by an order of magnitude.     

国外深空探测器着陆缓冲系统的特点和应用

主要介绍国外月球和行星探测器的着陆缓冲系统的特点与应用。着陆缓冲系统的基本类型包括软着陆机构、气囊缓冲装置和空中悬吊机结构。其中：软着陆机构由着陆架（腿）、缓冲器和展开锁定机构组成,具有质量较大,结构较简单、可靠的特点,在美国“勘测者”、“阿波罗”、“梦神”和苏联月球号等着陆器中得到了应用;气囊缓冲装置由气体发生器、气囊组件,以及缩回与展开机构组成,具有质量小、包装容积小和着陆稳定性好的特点,在美国“火星探路者”、“火星探测巡视器”,苏联早期月球号着陆器,以及欧洲“贝皮一哥伦布”水星探测器中得到了应用;空中悬吊机结构由空中悬吊机及其推进系统等组成,具有着陆速度低、冲击小和安全可靠的特点,在美国“火星科学实验室”的好奇心号巡视器上得到了应用。     

一种改进的系统偏差估计算法

雷达组网系统首先要解决误差配准问题,用以准确地估计和消除系统偏差。实时质量控制RTQC算法是一种经典的配准算法,但是该算法提出时并没有考虑随机量测误差对配准性能的影响,现对这一问题进行了分析,在其基础上构造了一种关于量测和系统偏差的线性模型。然后根据这一线性模型提出了一种改进的基于广义最小二乘的误差配准算法,并对算法的性能进行了比较和分析。仿真结果表明,本文提出的算法能有效地进行误差配准。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。
     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

MDO approach for early design of aerobraking orbital transfer vehicles

This paper presents a new multidisciplinary design optimization (MDO) methodology for preliminary design of an aeroassisted orbital transfer vehicle (AOTV) performing a two-way transfer between a low-Earth “parking” orbit and a high-energy orbit. This work has been performed in the frame of Onera's CENTOR [N. Bérend, C. Jolly, F. Jouhaud, D. Lazaro, Y. Mauriot, C. Monjaret, J.M. Moschetta, M. Parlier, J.L. Pastre, Y. Servouze, J.L. Vérant, Project CENTOR: Preparing the design of future orbital transfer vehicles; IAC-07-D.2.3.07, in: 58th International Astronautical Congress, 24–28/09/2007, Hyderabad, India] project whose objective is to prepare tools and methodology for studying and designing future space transportation systems for new kinds of missions such as on-orbit servicing (OOS), payload ferrying, or in-situ observation of space-debris. Using simplified models and an appropriate low-dimension formulation for the optimization problem the method makes possible to obtain rapidly and easily a global view of the trade-off between the payload mass and the total mass. It also makes possible to discuss the feasibility of the vehicle with regard to different multidisciplinary constraints and technology hypotheses for the heat shield. This approach is illustrated by eight different AOTV design studies, considering two different missions (LEO–MEO and LEO–GEO), two different propulsion technologies (LOX-LH2 and LOX-CH4) and two different thermal protection system (TPS) characteristics. In each case, we discuss the feasibility and characteristics of the lightest vehicle carrying a prescribed 100 kg payload, and, conversely, a heavy vehicle with a prescribed 18 ton total mass, carrying the heaviest possible payload.