混杂复合材料的成型工艺及在固体发动机上的应用

介绍了混杂复合材料的类型和混杂纤维与基体的相容性，分析了纤维混杂对复合材料性能的影响，通过实验论述了混杂复 材料固体发动机壳体和裙的设计方法、成型工艺及试验结果，对几种新型壳体缠绕成型工艺进行了讨论，提出了在固化发动机上应用混杂复合材料的建议     

鲁棒控制方法在导弹控制系统中的应用研究进展与展望

对鲁棒控制方法在导弹上的应用作了全面的综述。首先指出了传统导弹控制系统设计中存在的2个问题,指出可以用鲁棒控制理论和非线性方法进行设计。然后以鲁棒控制理论的主要分支-H∞控制理论的历史,说明了鲁棒控制理论的发展。接着从导弹制导规律设计和姿态控制器设计2个方面展开了鲁棒控制理论在导弹控制中的应用,最后给出了导弹鲁棒控制未来的发展方向。     

低成本固体火箭发动机技术研究

简述了国外低成本固体火箭技术研究背影和动向，分析了国外降低固体发动机成本的主要技术途径，着论述了低成本的固体推进剂原材料及推进剂生产工艺，低成本的喷管材料及喷管制造技术、低成本的固体自动化制造技术 。     

苯乙炔苯酐封端聚酰亚胺低聚物的合成与性能

将4-苯乙炔苯酐(4-PEPA)和3,3',4,4'-二苯醚四酸二酐(ODPA),与3,4'-二氨基二苯醚(3,4'-ODA)和1,4-双(4'-氨基-2'-三氟甲基苯氧基)苯(BTPB)或1,3-双(4-氨基苯氧基)苯(1,3,4-APB)混合物通过高温缩合聚合反应合成了两种苯乙炔苯酐封端的聚酰亚胺低聚物PI-1和PI-2,对其熔体黏度、热行为及固化物的热性能等进行了研究.实验表明,PI-1和PI-2低聚物在280℃时具有低的熔体黏度(＜1 Pa·s)和良好的熔体黏度稳定性;经371℃固化后形成的纯树脂固化物具有优异的耐热性能,5%热失重温度超过520℃,Tg超过330℃,有望成为适用于RTM工艺的复合材料基体树脂.     

2009年7月22日日全食期间电离层总电子含量变化研究

利用中国区域内五个GPS台站(一个台站处于日全食区域、四个台站处于日偏食区域)观测数据, 研究2009年7月22日日全食期间电离层总电子含量(TEC)的变化, 结果表明, 日全食期间, 电离层TEC值经历了下降和恢复的过程, 最小TEC相对于最大食偏的时间延迟约为1～10min; 台站测得最小TEC的星下点(IPP)越靠近日全食带TEC下降量越大, 在日食期间武汉站(114.35°E, 30.53°N) TEC相对于各参考日期的TEC, 其平均下降量最大, 达到4.58TECU.      

分布式无源传感器系统多目标跟踪算法

研究了分布式无源多传感器系统多目标跟踪问题,在只有测向信息可以利用的情况下,分布式系统首先利用波门技术分别对各个无源传感器角度测量数据进行关联配对和滤波;然后,将处理结果送到融合中心,在融合中心通过构造的χ2分布检验统计量进行多目标方位航迹的关联;最后,通过交叉定位和位置信息融合获得多个目标的位置信息估计,实现无源多目标跟踪。论文通过仿真分析对算法的有效性和可行性进行了验证。     

仪表级SiC/Al复合材料的应用研究与实践

针对下一代惯性仪表结构材料在应用中存在问题的现状,开展仪表级复合材料的应用研究,攻克了复合材料稳定化组分设计,高致密、大尺寸复合材料制备技术,尺寸稳定化评价技术和仪表级复合材料稳定化工艺四项关键技术,实现了仪表级SiCP/Al在惯性仪表结构件上的成功应用,分析了该材料应用于惯性仪表可能带来的效果,并指出了制约仪表级SiCP/Al在惯性仪表零部件上应用的问题。     

结构动力学疲劳损伤等效关系的研究

弹（箭）体结构件在飞行过程中承受振动载荷作用,不同振动量级、振动时间下的疲劳损伤等效是快速评估结构环境适应性的重要手段。本文基于Miner准则和材料S-N曲线,得到疲劳损伤等效的定量关系,对MIL—STD-810F中的相关表述进行了澄清及讨论,介绍了等效关系在加速试验及可靠性试验中的应用。     

双向互选最近邻准则下的多目标TDOA无源定位

为有效解决多目标无源定位中的数据关联难题,提出双向互选最近邻多目标数据关联算法。该算法借鉴全局最近邻思想解决多目标到达时差(TDOA)测量数据关联问题,在设置检测门限对时差测量数据进行关联初选的基础上,将所有目标和初选后数据的关联配对关系进行全局考虑,通过对初选后数据的前后向互选来解决多目标时差测量数据的正确关联问题。该算法在从众多时差测量数据关联配对点中提取真实目标位置的同时,可有效解决时差无源定位中的定位模糊问题,算法模块也可应用到多星测时差、测向-测时差等无源定位系统中。仿真结果表明,该算法能有效解决多目标时差测量数据的关联问题,最终实现对多目标的无源定位。     

Design and Stability of Operating Mechanism for a Spacecraft Hatch

This article introduces the working principles of a spacecraft hatch including its operating process and moving trajectory. On this basis, an operating mechanism is designed to execute automatic open and close action of the hatch and measure the operating torques. Analysis on the mechanism's configuration and topological structure of each phase of movement proves that it is a typical variable freedom mechanism. The mechanism manipulates the hatch in accordance with the moving trajectory requirements through configuration transformation. Kinematic analysis and simulation of some typical configurations show that the velocity differences among mechanism components themselves and the components and their abutting components could exert influences on its working stability during configuration transformation. To solve the problem, stability conditions of configuration transformation are proposed. Appropriate control models are established for the output velocity curves of the driving servo motor and solved based on the stability conditions and rules of movement. Results from another simulation demonstrate that the proposed control models ensure smooth configuration transform and stable operation.