固体发动机失效树专家评分法

根据固体火箭发动机失效树定量分析中确定底事件失效概率存在的困难,提出了确定底事件失效概率的工程方法——专家评分法.用此方法对某型号发动机试样阶段结构可靠性进行了实例分析,得出了较满意的结果.     

按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统

本文提出了一个按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统的方法。它能使系统具有满意的动态品质,同时对系统参数的变化及非线性产生的影响具有较强的鲁棒性。该设计方法具有通用性和程序化,系统实现简单。     

开发月球车用的月表环境的地面模拟方法研究

当前中国正在进行自己的探月工程,预计将会发射月球车登陆月球表面.在研制月球探测器过程中,为了在地面验证月球车的可靠性和各项功能(如着陆冲击、自主巡航和遥控),必须建立相应的地面试验中心.根据目前对月球表面环境的认识和现有的仿真技术,文章提出了实现月表综合环境模拟的试验设施的设想.由于月球表面环境非常恶劣并且月表的地形也非常复杂,文章提出了一种组合式月表环境模拟器的设想.主要部分是模拟各种月貌特征(如陨石坑、斜坡、沟壑等)的可移动单元.每个单元是一个用模拟月壤制作的小沙盘,其化学成分、组成颗粒分布和力学性能和已经获取的真实月壤样品相似.根据不同的试验要求,选择相应的单元按照一定的规律组合成为试验场.这样在有限的场地面积内可以按需实现对月表不同地域的地貌特征模拟.同时,可以选择少量单元的组合构成更小规模的试验场,以方便与其它环境模拟器(如落塔,热/真空容器等)联合,实现模拟月表的综合环境.     

航天器舷窗玻璃超高速撞击损伤与M/OD撞击风险评估

用北京卫星环境工程研究所的18mm口径二级轻气炮(TLGG)和20 J激光驱动微小飞片装置(LDFF-20)对用作航天器舷窗玻璃的熔融石英玻璃的超高速撞击损伤特性进行了实验研究和分析.其中,TLGG发射的球形铝弹丸直径分别为1 mm和3 mm,速度2～6.5 km/s;LDFF-20发射的圆柱形飞片厚度7 μm,直径1 mm,速度1～8.3 km/s.撞击结果为:对12 mm厚的熔融石英玻璃,直径为3mm的弹丸甚至在2.8 km/s的低速下就将其穿透,而直径为1 mm的弹丸在6.5km/s的高速下没有穿透,这说明弹丸直径对撞击损伤特性有很强的影响;LDFF-20发射的微小飞片的撞击仅在玻璃表面产生很浅的凹坑,没有裂纹产生,但微小飞片的累积撞击损伤明显地降低了玻璃的透光性.实验初步获得了侵彻深度PC、侵彻直径D1与弹丸撞击速度Vp、弹丸质量Mp之间的经验关系.依据实验结果和目前的微流星体/空间碎片(M/OD)环境工程模型,建议对于高度为400 km、轨道倾角42°、寿命为3年的典型航天器,其舷窗玻璃的临界安全(非穿透)厚度至少为12mm.     

有限推力下时间最优轨道转移

研究了一种有限推力作用下的时间最优轨道转移计算方法。以非奇异根素形式的高斯行星摄动方程为基础,由庞德里亚金极小值原理导出正则方程组,通过将最优控制问题转化为协状态初值为待优化参数的参数优化问题,并通过非线性规划求解得到的参数优化问题,从而避开求解两点边值问题的困难。文章最后给出2个算例,分别计算了零倾角零偏心率最优轨道转移和大倾角改变最优轨道转移。计算过程及结果表明本文所用方法对协状态初值猜测敏感性小,收敛迅速;零倾角零偏心率情况下无奇异;所得控制轨线光滑。     

液体火箭发动机喷嘴动力学研究进展

对液体火箭发动机喷嘴动力学研究的有关文献进行了综述,从喷嘴动力学理论分析和实验研究两方面入手,对直流式、离心式喷嘴、敞口型离心式喷嘴和气液同轴喷嘴动力学的国内外研究进展进行了全面总结。从目前的研究结果来看,喷嘴动力学在解决燃烧不稳定方面具有重要意义,在未来液体火箭发动机研制中将起到更大作用。     

态势评估领域知识的表示方法研究

从分析态势评估专家系统的结构出发,研究战场态势评估知识库的构建,进而对态势评估的领域知识进行归纳,并通过示例探讨对态势评估领域知识的表示方法,同时把可信度方法引入态势评估不确定性知识的表示,给出了复合条件可信度的计算方法。     

实现快速轨道大机动的混合制导策略研究

主要研究了在有限推力情况下远程快速轨道交会的制导控制问题,提出了采用速度增益制导结合E制导的混合轨控方案实现两冲量轨道精确交会。通过仿真验证,各方向制导位置控制精度在100 m量级,各方向速度控制精度在m/s量级,2种制导方法能很好地实现交班转换。该方法工程可实现性好,可满足远程快速轨道交会制导要求。     

返回式遥感卫星有效载荷

文章介绍了返回式遥感卫星有效载荷的分类和特点、返回式相机系统组成、返回式国土普查相机、星相机和测绘相机;重点介绍国土普查相机的设计要求、工作原理,组成及功能等设计考虑。     

交流载波系统的等效直流方法在旋转导弹自动驾驶仪中的应用

根据交流载波系统理论，把旋转导弹自动驾驶仪变换成等效直流系统以简化其数学模型。通过数字仿真，比较了交流载波系统和其等效直流系统，验证了交流载波系统等效直流方法的可行性。