干扰接收机脉冲响应校准技术的研究

基于干扰接收机脉冲测量的工作原理,以及国际标准CISPR16-1-1,应用脉冲信号发生器IGUU2916和正弦信号发生器研建干扰接收机在准峰值检波状态下的脉冲响应校准系统,并对校准装置进行不确定度评定。结果证明此校准装置能够开展干扰接收机脉冲响应的校准,并确保此参数的量值传递和溯源的科学性、准确性和有效性。     

内重力波传播的3维传输函数模式研究

在考虑背景风场及大气耗散的条件下,建立了3维内重力波传输函数数值模式.分析了300 km高度3维传输函数在频率波数域的特性,并以近地面单位脉冲点源为激发源,得到了内重力波在3维空间中的时空分布.讨论了不同时空尺度地面方波源激发的内重力波在电离层高度的能量分布特征.结果表明,(1)对内重力波而言,背景大气相当于一个带通滤波器,只有波动周期和波长分别在15～30 min和200～400 km之间的重力波扰动最容易上传到300km高度;(2)在背景风场的作用下水平面上以同心圆扩散的波阵面以及垂直方向上成漏斗状的波阵面发生了变形,并且逆风方向比顺风方向更有利于声重力波由对流层向电离层高度传播;(3)300km高度对时间尺度和空间尺度分别在20～30 min和150～250 km之间的地面方波源响应的总能量最强.      

弹丸脉冲侧喷力俯仰调姿试验与仿真研究

为了解某地面垂直发射弹丸在不同直接力控制系统（RCS）输出条件下的俯仰调姿运动情况，分别采用试验与仿真的方法进行了研究。首先，设计了用于弹丸调姿试验的脉冲侧向推力器、地面发射装置以及同步测试系统，利用高速摄像机测量了弹丸在不同推力器装药量和点火间隔时间情况下的调姿运动情况，并指出这两个参量是决定弹丸最终姿态角的主要因素，需要根据目标姿态角进行合理地搭配。然后，建立了考虑脉冲侧向推力器内弹道过程的弹丸调姿运动模型，并与试验结果进行了对比，验证了仿真模型的预测误差在5%以内。随后，利用仿真模型分析了不同推力器装药量时脉冲推力的变化情况，指出装药量对脉冲推力的变化规律有重要影响，需要与弹丸运动耦合计算以获得更高的精度。最后，对不同推力器装药量时弹丸调整到各目标姿态角所需的点火间隔时间进行了计算，为进一步的研究提供了数据参考。     

基于超声速冲动式转子的下游静叶气动设计方法研究

针对超声速轴流压气机,分析了两类传统超声速压气机转子的内部流动特点.为有效解决超声速冲动式转子出口绝对马赫数过高,下游静叶设计困难的问题,提出了两种该类转子的下游静叶气动设计方法,并利用该方法对一冲动式转子进行了静叶匹配.基于数值模拟手段,对匹配结果进行了验证分析.三维粘性的数值模拟结果表明,该设计初步实现了最初设想的流动状态.其中,对于第一种静叶气动设计方法,在实现超声速入口来流降为亚声速但气流在静叶中折转可以忽略的情况下,实现了一级压比不低于2.2、级效率不小于82％的超声速压气机级设计;对于第二种静叶气动设计方法,实现了一级压比不低于2.1、级效率不小于77％的超声速压气机级设计.对于上述两种静叶设计方法,考虑到静叶入口存在正激波时级效率最高,因此该设计方法并没有达到有效降低静叶入口激波损失的目的.     

MEMS固体化学微推进阵列的微冲量测试技术

为了评价MEMS (Micro Electro Mechanical Systems)固体化学微推进阵列的推进性能,对其单元微冲量的精确测试显得尤为重要.在传统冲击摆的基础上,考虑微推进器推力和燃气射流冲击力之间的比例关系,设计了一套适用于MEMS固体化学微推进阵列单元微冲量的间接测试装置,并成功用于6×6规格(单元集成度为36个/cm2)微推进阵列的实际测试中.结果表明:典型实验数据下的待测微冲量为2.5442×10-4N·s,相对误差小于5％;实测8个单元的微冲量平均值为2.5574×10-4 N·s,相对偏差较小,具有很好的重复性.     

Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine

In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust mea- surement method, a liquid-fueled pulse detonation engine （PDE） is designed and built. Thrust per- formance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor （ECDS）. These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1.     

超宽带电磁脉冲天线阵互耦效应研究

将超宽带电磁脉冲天线组阵后可提高主射方向的峰值功率及增益。但由于非线性阵元因素,必须考虑阵元间互耦效应。以恒阻抗TEM喇叭天线为阵元,通过仿真和实验研究了超宽带天线阵的互耦效应,研究表明,耦合强弱与阵元间距及频段有关,互耦增强了超宽带天线阵的低频辐射能力,使远场主射方向脉冲峰峰值有所增加。上述结论对于超宽带电磁脉冲天线阵的应用具有参考价值。     

一种脉冲式空间拦截末端导引规律的设计

本文通过对空间拦截运动学模型的线性化处理，提出了一种脉冲式末端导引规律，它既满足脱靶量指标，又使轨控发动机的燃料最省，且易于工程实现。仿真结果表明该导引律性能良好     

卫星变轨初探

为了推算卫星变轨时刻和研究变轨过程中轨道变化规律,在仿真计算检验方案可行性的基础上,对有实际背景的某类卫星变轨进行了计算,大致复现了整个变轨过程。仿真和实例结果可为研究非合作目标的卫星轨道改变和变轨后再次捕获提供相关信息和参考依据。