1989年3月太阳活动引起的强烈磁暴群

本文分析了1989年3月上旬一个太阳超级活动区中多次特大耀斑引起的强磁暴群.联系源耀斑的等级、位置等讨论了磁暴形态特征.随着耀斑活动区位置由东向西旋转,磁暴的形态呈现有规律的变化,充分显示了磁暴形态特征有依赖于耀斑位置的中心子午线效应和东西不对称性.     

基于干扰观测器的天基观测航天器姿态控制设计

与地基空间目标监视系统相比,天基观测系统具有监视范围广,不受国界限制,观测精度高等优点,是未来空间目标观测技术的重要发展方向。但天基观测航天器工作时,相机转台的运动,太阳能帆板挠性部件的弹性振动与航天器的姿态运动相互影响,构成强耦合的非线性系统,传统的控制方案无法实现对这类天基观测航天器的高精度姿态控制。文章针对某一空间观测航天器的任务要求,设计了基于干扰观测器的前馈补偿航天器姿态控制系统,仿真实验结果表明:姿态角控制精度小于 0.06°,姿态角速度精度小于 0.03(°)/s,达到了精度要求。     

高速弹射试验机操稳性能的计算与试飞

本文介绍了为研究高速弹射试验机的操稳性能和在弹射力扰动下飞机的动态响应,把弹射力以瞬态脉冲载荷的形式作用于飞机时所建立的数学模型和采用的计算方法.把计算结果与试飞结果和原型机试飞结果作了比较,计算结果与试飞结果的一致性是令人满意的。这为高速弹射试验机的安全飞行和指导飞行员实施弹射试验提供了可靠的依据。     

八丝热线探针制作及其应用

介绍了八丝热线探针的制作工艺,有效地消除了各热丝探头之间的电信号干扰和动力学干扰。实验中使用该探针检测到了湍流边界层内的大尺度旋涡,并测量了它们的强度和尺度。与此同时还获得了速度、湍流强度和功率谱等流场参数,结果与现有典型数据一致。说明本文所述的多丝热线探针具有很强的实用性。     

JJ—7飞机对大气紊流的横航向响应及乘座品质计算

本文对JJ-7飞机的横航向晴空大气紊流响应及乘座品质进行了计算.计算结果表明,JJ-7飞机的横航向大气紊流响应值不大,乘座品质基本上满足要求,可以为飞行员接受.     

基于GNSS掩星资料的风云卫星微波载荷产品质量验证与分析

聚焦新一代国产极轨气象卫星微波载荷和全球导航卫星系统(GNSS)掩星临边观测的探测机理,及其各自仪器的性能指标和在轨运行的特点,利用2019年1月1日到12月31日的全球数据,开展基于GNSS掩星资料的风云气象卫星微波观测亮温对比和反演廓线产品质量检验研究。在匹配数据时间分辨率为30 min和经纬度分辨率为0.5°的情况下,亮温偏差小于5 K,大气温湿度探测精度分别为1.92 K和22.8%,同时分析了2019年青藏高原地区大气温湿度的时空分布规律。结果表明:风云气象卫星微波辐射计具有全球全天候探测大气温湿度的功能,在近地面具有丰富的反演数据,而对于GNSS掩星探测资料,3 km以上探测精度优于微波湿度计,近地面数据较少,两者联合,既可以互相补充和验证,又能以青藏高原为例,分析长时间序列气象和气候数据,为后续的气候研究提供基础数据集。     

气压变化对光纤陀螺仪零偏稳定性 的影响及抑制方法研究

光纤陀螺仪可用于测量载体相对惯性空间的角运动, 是光纤惯导系统的核 心部件。因此,要求光纤陀螺仪具有较高的精度和良好的环境适应性。光纤环是光纤陀 螺仪的角速度敏感部件,光纤环受到环境因素影响,将导致光纤陀螺仪精度下降,因此 需要对光纤环采取适当的保护措施。分析了气压变化导致光纤陀螺仪零偏稳定性变差的 机理： 环境气压的急剧变化, 会使光纤环上产生附加应力, 造成光纤的折射率分布不 均,导致光路产生非互易性相位差,使光纤陀螺仪零偏产生漂移,零偏稳定性变差;并 提出了对光纤陀螺仪进行密封的措施来抑制该效应。经试验验证,采用此密封设计后, 光纤陀螺仪在变气压环境中的零偏稳定性改善了近10 倍。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

直接力与气动力复合控制系统姿态稳定问题研究

大气层内直接力与气动力复合控制导弹具有响应快速、可用过载大等优点，可以拦截高速、高机动性目标。研究制导末端轨控直接力与气动力复合系统姿态稳定问题。首先分析了复合系统的特点和控制问题，建立了控制模型。然后应用扩张状态观测器观测对象模型内扰和外扰的实时作用量，进行反馈补偿，实现了动态线性化。最后设计了非平滑反馈控制律，从而实现了复合系统的姿态控制设计。仿真结果表明，系统具有良好的动态性能和稳态性能，控制器具有很强的鲁棒性。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。