天基近地轨道空间监视雷达卫星重访效能分析

空间目标监视系统是空间态势感知的重要支撑,为克服地基观测系统时空监视能力的限制,基于天基平台的空间目标监视技术是空间目标监视领域技术发展的必然趋势。天基监视雷达是天基监视技术的重要组成部分,着眼于未来空间监视的需要,必须开展天基雷达相关技术的研究。本文分析了近地轨道空间卫星间相对距离变化的周期性,以此为基础给出了天基雷达对观测目标的重访特性,为天基空间监视雷达卫星星座系统的设计提供了理论基础。     

基于天基光学观测的空间目标可见性分析

基于天基光学观测的空间目标可见性分析是天基空间监视系统中的关键问题之一。对基于天基光学观测的单颗监视卫星,本文综合考虑其几何可见性、光学可见性和设备可见性,建立了获取其实际可观测区域的数学模型,并给出了仿真计算结果。     

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。     

民航监视系统的集成和数据融合

一、前言新航行系统中空中交通管理（ATM）系统正常运用的首要条件是对所管理的空域实施有效的监视。随着监视雷达的合理分布和数量增加，自动相关监视（ADS）系统的逐步应用，可实现所需监视空域的覆盖。由于网络的互连可使独立的各监视传感器集成为一个综合监视系统。综合监视系统是由多传感器组成，因而传统的信息处理模式将不适应综合监视系统的需要，刮用数据融合技术可以实现多传感器多种数据源的信息处理。二、监视系统的集成目前监视系统有一次监现雷达（PSR）、二次监视雷达（SSR）和新航行系统中的自动相关监视（ADS）、广…     

基于立体观测的空间目标天基光学监视定位

利用天基观测平台实现对空间目标的有效监视是空间监视的发展方向和必然趋势。本文提出充分利用天基光学观测灵活性,采用基于双／多星立体观测定位的方法,提高空间目标监视定位效能,并就系统观测条件进行分析。     

S模式应答机在飞行中的应用

新航行系统是国际民航组织(ICAO)提出并计划在2010年在全球推广的新一代通信、导航、监视和空中交通管理系统(CNS/ATM).其监视系统的发展方案是二次雷达监视(SSR)和自动相关监视(ADS).虽然A/C模式的二次雷达使用比较广泛,但它存在很多缺陷,ICAO把发展S模式二次雷达作为一种非常重要的监视方案推广,机载应答机也正在逐渐改装为S模式应答机.     

雷声公司为美国天基跟踪监视系统提供首套传感器载荷

近日雷声公司为美国天基跟踪监视系统(STSS)提供了首套Block 06传感器载荷。该系统由雷声公司空间与机载系统部研制,对于美国导弹防御局具备天基跟踪能力具有里程碑的意义。按计划,STSS系统将成为美国导弹防御局弹道导弹防御系统的一部分,能够支持分层防御弹道导弹。STSS系统目     

浅谈空管监视系统

ICAO（国际民航组织）对CNS／ATM监视系统的发展主要是二次雷达监视（SSR）和自动相关监视（ADS）．其中．SSR主要用在高流量的陆地区域．ADS主要用在海洋及边远陆地区域，并可在高流量陆地区域用作SSR的补充。目前，哈尔滨空管监视系统使用的是PsR、SSR．ADS三种监视手段．更有效地保证了哈尔滨管制区的飞行安全．区域管制室使用ADS系统对比美航路（G212）、板地4航路（A588）的飞机进行监视．起到了全程跟踪、管制的作用．作者根据现场的使用情况浅谈空管监视系统的作用．     

《飞行器测控技术》1990年总目录

测控总体 火箭喷焰引起的电离层扰动及其对主动段折射修正的影响 天基雷达监视系统最佳化技术 GPS转发记录和接口系统 欧空局通信卫星监视设施的现状无线电测t (一)P.6一11(二)P.53一59(四)P.75一81(四)P.82一86美国弹道导弹目标特性测量雷达发展简况及其发展趋势雷达光机轴偏差的测量利用甚长基线干涉测量技术跟踪向步卫星利用脉冲载波相位提高距离测量精度的仿真研究‘用于同步轨道确定的地面站天线指向性能雷势目标散射截面的计算 欧洲空间局的新型多用途跟踪系统光测 帧转移电荷招合装置用于高速成象 光学动目标的检测算法遥测 全球…     

民用飞机驾驶舱门监视系统设计

作为民用飞机安防系统的重要组成部分,驾驶舱门监视系统可以为飞行机组提供驾驶舱门附近清晰、实时的监视画面,提高安全防范和应急处理能力,保障飞行运输安全。在分析驾驶舱门监视系统组成、架构的基础上,给出了系统监视区域的安装布置要求,环境条件,适航性等其它设计要求。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。