"电子篱笆"型空间监视雷达测向数据关联算法

"电子篱笆"型空间临视雷达利用多测站测向数据交叉定位获取空间目标的点迹测量,多目标同时观测时会产生虚假定位点.针对此问题,提出了一种基于空间目标轨道运动特征的测向数据关联算法.该方法利用目标多普勒测量值,结合不同测向数据关联方式下得到的目标空间位置,独立计算出各测站下目标的轨道倾角(称为多普勒倾角).基于各测站计算的轨道倾角差异度,考虑虚警与漏警后构建代价函数,筛选出代价最小者完成测向数据的关联.仿真实验表明,对于绝大多数空间目标,多普勒倾角的计算精度高,数据正确关联概率高,验证了方法的有效性和实用性.     

两种静止轨道多星共位位置保持策略比较

分析了采用倾角、偏心率隔离方法进行静止轨道多星共位运行的同步保持策略和非同步保持策略,分别给出了其倾角和偏心率矢量控制范围的设置.三星共位仿真结果表明:两种位置保持策略均能实现三星共住运行.从长远角度看,两种位置保持策略所需速度增量基本相同;同步保持策略的南北保持周期较长,卫星控制频度低,在相同的保持范围内可共位的卫星更多;非同步保持策略更适于共位卫星数量较少且所属不同控制中心的状况.     

基于切平面内隔离的静止轨道共位卫星轨道保持策略

对切平面内倾角、偏心率隔离的静止轨道共位卫星保持策略进行了研究,给出了进行周期性轨道保持同时调整卫星轨道参数以满足下一周期的隔离运行的最佳方法,其中南北向采用单一的法向控制,东西向采用偏心率矢量、漂移率和平经度调整.研究表明:若能将共位卫星的半长轴差控制在一定范围内,可用该法以较大隔离距离实现多星共位运行,且卫星间无遮挡,但对轨道测定和控制精度要求严格.     

平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证

为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma₀=0.7,α＝-2°~8°,β＝0°~2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920~0.952之间,周向畸变指数在1.142%~2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数,而小角度侧滑时对出口流场畸变的影响不大,不仅未下降,反而稍有增加。     

电力市场用户侧保险运作探讨

电力市场风险涉及发电侧、电网侧和用户侧三个方面,而解决这些风险的一个强有力的手段就是保险。然而目前保险机构针对发电侧和电网侧的风险推出了相应的解决办法,但是针对用户侧风险却没有成熟的解决方法。基于保险理论,讨论了建立电力市场用户侧保险机制的可行性,进而重点探讨了电力市场用户侧保险机制的确立及其保险费率的厘定。最后,通过制定科学的费率,使投保的用户减少因电力市场风险所带来的损失。     

侧风环境下行驶的直背式轿车气动力计算

分别对直背式简化轿车模型在无侧风、稳态侧风、非稳态侧风三种条件下汽车周围流场进行了数值模拟,并对汽车受到的气动力进行了计算.结果表明,定常侧风会产生较大侧向力,阻力和升力也有一定增加;在非定常侧风作用下,气动力变化趋势与侧风速率变化趋势基本相同.阻力增大幅度较为平缓,侧向力增大较为显著,升力处于两者之间.当侧风增大到一定速率后,车外流场会发生较大变化,尾涡会转变为侧向涡.      

卫星天线极化向量的跟踪定向分析

卫星地球观测站跟踪观测卫星时,天线跟踪极化角方向相对星体坐标系下的极化倾角存在偏移,其偏差大小与观测点地理位置有关。为了更好地实现星地链路跟踪极化匹配,必须确定跟踪极化角。通过对卫星天线极化向量的坐标分解,采用坐标转换法,建立地球观测站天线坐标系中的天线极化倾角对卫星坐标系中极化角的定向关系。基于上述转换关系,通过编程计算,可以对任意线极化信号相对任意观测位置的跟踪极化倾角进行定量分析。     

一类由星下点反算卫星近圆回归轨道的方法

提出了一类近圆回归轨道的设计方法,解决当飞行任务对星下点有要求时,近圆回归轨道的设计问题。分析了星下点轨迹与轨道参数的关系,概括为当对星下点轨迹有要求时,近圆回归轨道的设计依赖于轨道半径和轨道倾角两个参数的确定。以轨道半径和轨道倾角为未知量依据星下点轨迹要求条件构建了非线性方程组,但直接求解过于复杂,采取迭代的方法解决。编制了MATLAB程序进行设计计算,并将计算结果用软件STK(Satellite Tool Kit)进行仿真。仿真结果显示,该算法能够较好的实现设计目标。     

基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰，研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动，通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态，通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上，分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算，结果表明：扣除尾翼气动力后，有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致，俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系；对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线，发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围，不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为，在飞机初期设计和选型阶段，螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰，可简化为滑流单向对尾翼产生影响，尾翼对滑流的影响可以忽略。