美国海基激光武器的发展

跟踪研究了美国海基激光武器的发展动态,论述了其发展历程、基本构成、作战流程和发展现状,剖析了其关键技术的攻关进展情况,预测了其未来作战应用,并得出相应结论。     

一种可伸缩空间机械臂及其应用分析

介绍一种能够完成多关节型空间机械臂所能承担的大部分空间任务 ,而且应用更简便的可伸缩空间机械臂 ,对其空间应用做出了一些设想 ,简单讨论了其应用的一些相关问题 ,肯定了其可行性和实用性。     

面向控制的高超声速飞行器动力学特性分析

对于弹性机体/发动机一体化设计的高超声速飞行器,其高度复杂的动力学特性使得飞行控制研究具有挑战性。本文分析了高超声速飞行器独特的动力学特性,研究其对飞行控制系统设计的影响。基于模态分析结果,推导了关键动力学特性的解析描述,揭示出其潜在的物理机理,评估了其对控制系统稳定性和性能的影响。具体而言,研究了静不稳定性和非最小相位行为对控制带宽的约束,以及弹道/姿态大滞后特性。分析了控制/结构耦合对控制系统稳定性的影响,并给出传感器配置准则。     

助推-滑翔导弹弹道优化研究

针对助推-滑翔导弹的弹道优化问题,给出了一种求解其最大射程弹道的分段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型。在考虑攻角绝对值、攻角变化率、法向过载、分离点攻角衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了其最大射程弹道。分析表明,助推-滑翔导弹比传统弹道导弹射程显著提高,其最优弹道的起伏有助于增大射程和提高突防能力。     

对激光近炸引信的无源干扰技术研究

随着激光近炸引信技术的发展,其在抗外界干扰方面的性能得到了显著提高。在了解激光近炸引信抗干扰性能的基础上,研究了对其进行无源干扰的原理及方式。研究表明：虽然激光近炸引信的抗干扰性能得到了提高,但烟幕、气溶胶和水幕等对其干扰依然有效。     

国外雷达卫星的发展概况及发展趋势

对国外雷达卫星的发展情况和发展现状进行了总结,分别归纳了其技术特点和主要应用成果。汇总了下个十年内将要发射的雷达卫星的基本情况,并对其发展趋势进行了预测。     

宇航用微矩形电连接器评估方法

为验证宇航用微矩形电连接器研制的成熟度和在宇航工程中应用的适用度,提出了一种应用验证的新方法。其核心在于以微矩形电连接器鉴定试验为基础,结合宇航应用的实际背景及其自身特性制定评估试验方案,对其耐受力裕度、实际性能指标进行评价。该方法成功应用于宇航用微矩形电连接器的评估,得出了在不同应用条件下其电性能参数的变化趋势以及与进口样品间电参数比对结果,并对其结构与航天型号要求的符合性以及极限性能指标等进行了评估验证,为微矩形电连接器的研制和应用提供参考依据。     

顾客感知服务质量的内涵要素和评价维度研究

为研究顾客感知服务质量及其评价方法，提出了其内涵要素与评价维度的先行研究问题。通过文献研究，概括了顾客感知服务质量的内涵要素，分析了其评价维度，讨论了其内涵要素与评价维度的对应关系，构建了其评价思路框架。     

科研生产一体化人力资源评价及其应用

对科研生产一体化事业部人力资源评价进行了探讨与研究,在对人力资源状况进行具体分析的基础上,给出了其评价指标体系,并采用层次分析法理论对其评价模型进行了权重确定。通过案例分析,提出了科研生产一体化人力资源评价的改进方向。     

仿猫月球着陆缓冲机构设计与缓冲特性研究

针对现有被动式铝蜂窝月球着陆器缓冲力波动大、无法重复使用的问题,提出一种基于磁流变缓冲器的仿猫月球着陆缓冲机构。首先,开展了不同高度平台的家猫跳落实验,对其跳落着陆姿态与前/后腿触地冲量进行了分析,探究其缓冲吸能机理;实验结果表明猫后腿的缓冲吸能占比更高。其次,结合猫跳落实验与中国嫦娥系列月球着陆器参数,设计了一种新构型仿猫着陆缓冲机构,并将其与嫦娥着陆器进行了仿真分析对比。结果表明,所提出的仿猫月球着陆缓冲机构,其机体最大加速度降低了18.3%,具有更为出色的着陆性能。其前腿缓冲吸能贡献约为40%,后腿的缓冲贡献度约为60%,与家猫高台跳落实验结果基本吻合,验证了仿猫月球着陆缓冲机构设计方案的合理性。     

MEMS陀螺仪随机误差的Allan分析

为了减少MEMS陀螺仪的误差并提高其精度,需要对陀螺仪误差进行估算与补偿,因而建立陀螺仪的随机误差模型。在陀螺仪随机误差模型分析方法中,有功率谱密度分析、时序ARMA模型及Allan方差分析。Allan方差分析是在时域上对信号频率稳定性进行分析的一种通用方法。通过分析Allan方差,可以分辨出存在于MEMS陀螺中的各种类型噪声。文中用Allan方差对MEMS陀螺仪进行具体分析,得到存在于陀螺仪信号中的各误差源。实验结果表明,Allan方差分析是建立陀螺仪随机误差模型的一种很实用的方法。     

非线性刚度对微机械陀螺动态性能的影响*

为了提高微机械陀螺的稳定性,研究自由振动状态下活动基座上L-L型双质量微机械陀螺的动态性能,建立微机械陀螺的数学模型,得到以幅值-相位为变量的运动微分方程的解,并给出这种解与轨道元素的联系。研究框架质量和弹性件非线性刚度对陀螺漂移量的影响,并给出数值例子。对所得到的解析关系式与曲线进行分析,作出关于系统性能的相应结论。     

高精度液浮陀螺仪在双轴转台上的标定方法与误差分析

为提高液浮陀螺仪在双轴转台上的标定精度,将双轴转台的误差,陀螺仪的安装误差以及陀螺仪自身的静态误差建立在陀螺仪的标定模型中,在1g重力场中分别建立了16位置和20位置陀螺仪的标定方案。采用误差分离技术与最小二乘法来标定液浮陀螺仪的误差模型系数。与传统的8位置标定方法相比,本文所提出的两种多位置标定方法可以自动规避或补偿双轴转台误差,也可消除不易测量的陀螺仪安装误差对标定结果的影响,以此来提高液浮陀螺仪的标定精度。最后对提出的多位置标定方法进行误差分析,验证了方法的有效性。     

自由转子陀螺仪的伺服测试技术研究

自由转子陀螺仪是目前精度最高的一种陀螺仪,没有精密的力矩器,因此,只能采用双轴伺服法来辨识其漂移误差模型。介绍了双轴伺服测试法的基本原理,给出了双轴伺服转台的运动轨迹及重力矢量的变化规律。根据转台的运动特性,建立了自由转子陀螺仪的漂移误差模型,导出双轴伺服转台转角数据估计漂移误差模型系数的算法。从测试结果可以看出自由转子陀螺仪的长时间精度高,表明采用伺服测试法能够获得极高的测试精度,伺服转台可以作为测试自由转子陀螺仪精度的装置。     

The In-orbit Application of 25Nms Gyroscope Fills the Gap in Domestic Market

After the successful launch of Yaogan 14, the 25Nms control moment gyroscope onboard the Yaogan 14 satellite successfully finished the attitude maneuver commands to the satellite and operates in a normal state. The successful maiden use of the 25Nms gyroscope fills the gap in the field of small control moment gyroscopes in the     

陀螺漂移测试转台的发展和展望

本文简述了陀螺漂移测试转台及其主要元部件的现状。通过比较和分析,给出了国际水平的陀螺漂移测试转台的主要技术指标。在此基础上,作者研究了当前国际上陀螺漂移测试转台的发展动向,进而对国内陀螺漂移测试转台的进一步发展提出了建议。     

新型狭缝节流球形静压气体陀螺轴承的动态特性

针对新型结构气浮陀螺,对其中的狭缝节流球形静压气体轴承,采用小扰动法进行动态特性分析,通过相容性条件将狭缝气膜与球形支撑气膜统一,建立动态Reynolds方程的伽辽金余量弱解公式,有限元求解有关弱解公式的耦合非线性方程组,得到动态特性系数,进行仿真并分析了该结构球形静压气体轴承的动态特性系数随扰动频率v(挤压数σ),转子转速ω(压缩数Λ)以及偏心率Eh的变化规律,从而在理论上确定了该结构气体轴承动态特性系数的影响因素及变化规律。     

MEMS陀螺仪随机漂移误差研究

降低MEMS陀螺仪的随机漂移误差是提高陀螺仪性能的主要方法之一。基于随机序列时序分析法的基本原理，在对MEMS陀螺仪的初始测量数据采用均值估计法进行预处理后，对去除渐进项后的残差信号进行AR（1）建模，并依据该模型对残差信号进行了Kalman滤波，有效提高测量精度。通过对残差信号进行Allan方差的分析，分离出了陀螺仪随机漂移中的主要随机误差源。通过对具体测量数据的处理结果表明，经过这样的处理，陀螺仪噪声的零偏稳定性和速率随机游走分别提高了4倍和7倍。     

惯性平台陀螺仪静态漂移系数分离方法研究

针对目前在发射场应用的测试方法不能分离出陀螺仪不等弹性静态漂移系数的现状，通过对陀螺仪静态漂移系数的测试原理和试验方法进行分析，推导了完整分离公式，提出了可行的分离方法，该方法可完整地分离出惯性平台陀螺仪各项静态漂移系数。     

运载火箭姿态控制稳定性多速率陀螺组合策略

针对运载火箭飞行姿态控制中采用多速率陀螺组合代替单速率陀螺的问题,提出了任意数量速率陀螺组合的斜率计算方法,方法适用于大型运载火箭一级飞行速率陀螺组合姿态控制方式。推导了组合斜率不确定度的计算公式,并将不确定度纳入组合系数矩阵的计算当中,从而给出了一套工程实用的多速率陀螺组合姿态控制弹性稳定性策略。利用工程实例说明了组合速率陀螺较单个陀螺的优势。多速率陀螺的使用降低了对全箭模态试验振型斜率选位和斜率测量精度的要求,可为未来运载火箭不开展全箭试验提供支撑。