跨大气层飞行器的无动力跃滑弹道优化研究

针对跨大气层飞行器的无动力跃滑飞行弹道的特性,建立了其飞行动力学模型,通过弹道仿真分析了该弹道相对于最小能量弹道所具有的射程和突防性能优势,提出了几种跳跃飞行可能采用的控制方式,其中最大升阻比控制方式在单一控制方式中的射程最大,在此基础上,基于射程最大进行全弹道优化,结果表明最大升阻比滑翔飞行是使射程最大的最佳飞行方式。     

助推-滑翔导弹射程管理技术研究

针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理实现射程管理的可行性,确定了助推-滑翔导弹射程的可覆盖范围,并给出了一组特定射程下的飞行参数。研究结果表明,通过能量管理技术可实现大范围的射程调节,最小射程可到最大射程的49.3%,采用该射程管理技术可实现助推-滑翔导弹弹道快速、灵活设计,为其发射参数的装订提供了一种新的途径。     

助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法

针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题,提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发,建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上,利用准平衡滑翔条件,推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数,并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正,从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明,所提方法的滑翔射程解析估算误差小于1%,具有较高精度,可为高超声速远程滑翔弹道飞行性能分析、射程估算和在线弹道规划提供可靠的理论依据。     

应用过载试验的结构可靠性评定

针对固体火箭发动机燃烧室金属材料壳体，进行４￣５次成败型过载试验，利用“应力－强度”干涉理论，结合一定的先验信息进行结构可靠性评定及可靠性验证。这种可靠性验证方法适合于高可靠度、高造价、高试验费用产品，有助于解决可靠性评定中经常遇到的试验信息不足、子样太小的困难。文中还就有关问题做了说明和讨论。     

控制系统飞行软件诸元自动生成系统设计及应用

针对目前某型号仍然采用手工方式生成飞行软件诸元的现状,提出了自动生成飞行诸元的解决方案,脱离具体型号限制,设计了通用的诸元生成系统框架,主要实现了诸元数据库定制、诸元数据库转换、诸元源文件自动生成和诸元数据正确性验证等4个关键技术,完成了诸元原始数据到诸元目标文件的自动转换,大大提高了控制系统飞行软件诸元的生成效率和可...     

高超声速飞行器非连续点火助推增程弹道设计

针对高超声速飞行器因防热烧蚀而制约整体射程的问题,创新提出了一种非连续点火助推方案,通过增大助推段射程的弹道设计方法提高飞行器整体射程能力,减轻后续段的射程压力。综合考虑动压、过载、控制和终端高度、速度、弹道倾角等约束条件,以助推段射程最大为目标函数,设计了非连续点火助推段飞行程序和纵向平面弹道优化模型,采用改进的梯度粒子群算法进行优化求解。仿真结果表明,改进的梯度粒子群算法能有效解决非连续点火助推弹道设计问题,设计的非连续点火助推弹道方案在满足各项约束的同时,助推段射程比连续点火方案提高了8.7倍,射程达到了4 800 km,增程的效果十分明显。     

固体发动机飞行性能分析与重构

在固体发动机研制过程中,发现利用飞行遥测参数计算的某末级发动机性能结果与基于地面试验的内弹道模型得到的结果存在偏差,这一偏差会影响发动机性能评定乃至火箭射程。对国内外固体火箭发动机飞行性能分析和重构方法及主要的结果进行了分析,对于特定的发动机需固化一种飞行性能重构分析方法,为提高发动机性能重构分析的精度,需要提高发动机喷管喉径烧蚀规律的预示水平,同时需要考虑飞行过程中消极质量变化以及沉积对发动机比冲的影响。最后,对发动机飞行性能分析重构后续需要着重开展的研究提出了建议。     

战术导弹武器系统抗干扰性能指标体系及其评定

本文以战术导弹武器系统综合性战术指标为主线,提出了一套在给定典型电磁干扰环境下的武器系统及分系统抗干扰指标体系表、抗干扰指标制定程序、抗干扰飞行试验实施方法和抗干扰性能评定原则,便于工程上使用。     

高超声速远程导弹弹道解析估算与特性分析

对于高超声速远程导弹助推-滑翔弹道,提出一种弹道参数的解析估算方法,该方法从能量的角度出发,利用准平衡滑翔条件建立滑翔射程和飞行时间的解析估算公式;在此基础上定量地分析研究升阻比、初始速度等弹道参数对滑翔射程和时间的影响规律;同时在理论上分析了最小能量椭圆弹道的射程和飞行时间特性。基于推导得到的解析估算公式,对比研究滑翔弹道和椭圆弹道的在不同条件下的射程和时间特性,并提出这两种弹道最佳适用范围的确定准则。最后,通过仿真分析表明,解析估算结果与数值仿真结果的误差小于2%,具有较高的精度,能够可靠、有效地分析出滑翔弹道的性能,可为弹道方案的初步选取提供参考。     

神舟飞船实时能量平衡分析系统设计与应用

通过对神舟七号飞行任务电源系统特点的分析,提出了飞行程序与能量平衡分析的一体化设计方法,进行了基于在轨遥测数据的实时监测系统设计与实现。所开发的系统经神舟七号飞船飞行任务验证,具有工程实用价值。     

构建靶场区域CORS及其靶场应用初探

连续运行卫星定位综合服务系统(CORS)是集GNSS卫星导航定位、计算机、数据通信和互联网等技术于一体,在一个区域或一个国家根据需求按一定方案建立的常年运行的由若干个固定GNSS基准站组成的网络系统,为用户提供测量等多项相关技术服务。提出在靶场建立区域CORS,构建一个网络时代的靶场测量系统的方案设想,为实现靶场信息化提供一条思路。     

天基监视雷达的距离游走和距离重叠补偿研究

为了实现天基雷达杂波消除、高分辨率的角度估计和广域监视功能,采用三通道相位中心偏置天线（DPCA）/monopulse（单脉冲）信号处理系统。天基雷达的运动和地球自转,使得地球上每一点的杂波都产生了附加的多普勒成分——距离游走效应。距离游走与距离重叠效应相结合,显著地降低DPCA处理算法的杂波抑制性能。针对距离游走效应在相干处理阶段进行反向补偿、在非相干积累阶段采用线性内插的方法进行校正,针对距离重叠效应采用基于普罗米修斯结构的波形分集技术进行校正。实验结果显示,提出的距离游走和距离重叠综合补偿方案显著提高杂波抑制效果。
     

深空测距信号短稳对测距精度的影响

文章用时域法简要分析了测距信号短稳对测距精度的影响,给出了数学表达式,并用频域法分析了采样平滑滤波对测距精度的影响。分析结果说明,短稳对测距精度的影响随测距距离的加长而加大。     

跑道视程应用实践

随着我国民航事业的发展,民航飞行安全保障对航空气象服务的要求越来越高。影响飞行活动最经常的气象要素有三个:能见度、云和风。其中,在飞行的起、降过程     

基于FPGA的可控量程智能传感器

为了更加准确的测量数据,减小测试误差,保持传感器高灵敏度的输出,本文提出了一种基于FPGA控制的多量程智能传感器,它是利用量程自动切换技术结合传感器、FPGA控制器、接口技术及数据传输等相关技术,使传感器能够根据振动信号的幅值自动选择最佳的测试量程。经试验测试验证,该传感器量程切换处的门限值误差为1.7%,具有良好的测量精度。     

混合总线测试技术靶场应用研究

通过对测控总线特性、混合总线测试系统软硬件架构的分析,确定了混合总线测试技术靶场应用中需研究解决的时钟同步、现有测试设备组网、测试接口适应性与通用检测等一般关键性技术问题.提出了武器装备试验混合总线测试系统设计思路,介绍了混合总线测试系统硬件组成,软件设计方法与结构.     

远距离无源射频识别系统设计

文中给出射频识别系统的设计方案 ,系统采用反向散射调制技术完成从电子标签到读写器的数据传输。接收机采用零中频直接变频方案 ,电路简化 ,可有效地降低成本。抗冲突协议采用两种模式。测试结果表明 ,该方案达到了设计指标 ,可满足实际射频识别应用系统的要求     

单抛物柱面紧缩场检测方法

主要介绍了采用探头扫描法及参考目标法测试单抛物柱面紧缩场S1205V的静区性能。首先叙述了单柱面紧缩场的背景、工作原理及布局情况;给出了单柱面紧缩场S1205V基本参数;说明了两种方法的测试原理和测试结果的对比;最后对测试结果进行分析。可以看出两种方法都可以反映场地的实际性能,但由于测试原理不同,探头扫描法主要是衡量场地的天线测试性能,而参考目标法主要衡量场地的雷达散射截面积（RCS）测试性能。     

远程自主接近轨道设计技术

对完成任务的运载火箭末级、失效卫星等空间非合作目标进行空间操作是复杂的,需要地面测控网与主动航天器的密切合作才能完成抵近及相应操作。以火箭末级残骸作为空间非合作目标,给出了远程自主接近的轨道设计方法。通过地面遥控上传的目标轨道参数,主动航天器进行自主异面机动、主动调相等多次点火,完成对非合作目标的远程接近,接近距离在50km之内,2016年6月底远征一号甲上面级的成功飞行验证了该方法和设计结果的有效性。