用户星对中继卫星的跟踪规律研究

根据中继卫星系统中用户星跟踪中继卫星的要求，定义了用户星天线坐标系，推导出了用户星天线对中继卫星的跟踪规律。通过该跟踪规律可以推出用户星天线跟踪中继卫星的跟踪角度、角速度和角加速度。同时，在给定系统一定初始条件的情况下，利用该跟踪规律分别推出了用户星最大跟踪角度和角速度与用户星轨道高度和用户星轨道倾角之间的关系。最后利用STK(Satellite Tool Kit)对该跟踪规律进行了间接验证。     

基于三轴磁强计与雷达高度计的融合导航算法

为了减小近地轨道(小于1000km)地磁导航的估计误差协方差，提高导航的可靠性和准确性，在地磁导航系统中引入雷达高度计作为一个新的测量设备，提出了一种基于三轴磁强计与雷达高度计的融合导航算法。该算法取卫星的位置和速度向量作为状态向量，建立状态方程；取卫星周围的磁场强度和卫星到星下点实际海平面距离求出的地心距，作为观测量建立观测方程；利用扩展卡尔曼滤波构成一种融合导航算法。仿真结果表明，提出的融合导航算法对轨道位置的估计误差小于20米，速度的估计误差小于1米／秒，导航算法的精度和收敛性都优于使用单一地磁导航的系统。     

高燃速推进剂标准物质研究

在高燃速推进剂成熟配方的基础上选择标准物质的候选物,确定了合理的试样尺寸和制作工艺,制备了燃速定值范围在35~60、70~90、100~120 mm/s的3种高燃速标准物质。其均匀性和稳定性经考核合格后,采用多次定值试验确定其特性量值与不确定度。结果表明,高燃速推进剂标准物质可满足不同燃速范围燃速仪检定的需要,可确保测试结果准确可靠。     

PE燃料热解过程对H2O2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。     

雷达隐身技术概述

从外形设计、吸波材料、对消、干扰和微波传播指示技术五个方面对雷达隐身技术的实现方法进行了综述。分析了利用外形设计技术降低雷达散射截面积的方法和存在的缺点；吸波材料技术的发展方向是研制新机理吸波材料，并介绍了几种新型雷达吸波材料。最后对利用干扰技术、对消技术和微波传播指示技术实现雷达隐身的方法和发展情况进行了阐述。指出要有效地实现目标雷达隐身，需综合运用各种隐身方法。     

糠酮树脂炭及其炭/炭复合材料微观结构与性能研究

通过浸渍/炭化(PIC)工艺制备了糠酮树脂炭块及糠酮树脂基炭/炭复合材料,对其密度分布、力学和热物理性能及微观结构高温演变过程进行了分析研究。结果表明,制备的糠酮树脂炭块及其炭/炭复合材料密度分布较为均匀,其压缩强度分别为33.9、99.4 MPa,室温~1 000℃时平均线膨胀系数分别为3.91×10-6、1.69×10-6K-1;当热处理温度达到2 100℃左右时,Lc值开始大幅度增长,标志着无定形碳向石墨晶体结构转变。在整个热处理过程中,炭/炭材料石墨微晶尺寸增长幅度比纯树脂炭的大,树脂炭块的显微结构为一种高孔隙度的炭结构,但在炭/炭复合材料中树脂炭与纤维之间界面结合良好。     

捷联惯导系统大方位失准角下的非线性对准

采用欧拉角描述平台坐标系与导航坐标系间的失准角,推导了适用于捷联惯导系统的非线性误差方程,证明了该方法仅适用于方位误差角为大角度,而水平误差角为小量的情况。数学仿真表明:在方位误差角为大角度情况下,采用所推导的误差方程和非线性滤波技术能获得更高的估计精度。     

人工智能技术在航天器数据监视中的应用研究

通过对航天器数据监视需求的分析,指出了智能监视是航天器数据监视的必然趋势,并对航天器数据智能监视的可行性进行了分析。在深入探讨人工智能技术研究成果的基础上,给出了基于人工智能技术的航天器数据智能监视系统(SDIMS)方案。     

航天器密封舱湿度控制技术综述

主要介绍了国内外航天器湿度控制技术的发展现状和应用情况。其中包括吸湿材料、可再生除湿装置和调湿涂层等被动湿度控制技术与冷凝干燥器、主动湿度控制技术,最后总结得出了航天器湿度控制技术发展方向。     

导弹机动突防滑模制导律

为了得到一种用于导弹机动突防的制导律,我们在制导律设计中令视线角速率跟踪正弦有界震荡信号.在导弹机动突防过程中,导弹自动驾驶仪的惯性滞后会影响制导精度.我们利用递推李雅普诺夫设计方法推导出了一种考虑自动驾驶仪惯性的运动跟踪滑模制导律,它可以令视线角速率跟踪给定的指令信号.仿真结果表明,这种制导律可以令导弹机动突防成功的概率提高到89%,而且在自动驾驶仪滞后情况下的制导精度很高,脱靶量仅有0.3mm.