惯性平台数字温控系统

引言航空惯性导航系统已成为当代先进飞机不可缺少的机载电子设备。在目前最普遍采用的平台式惯导系统中有一个惯性平台,平台上安装有系统的核心仪表:陀螺和加速度表。这两种仪表在工作时都要求高性能的温度控制。其温控要求可简单地表述为:稳 定精度±0.1～0.2℃,快速稳定时间3～5分钟(常温环境下),温度场对称而稳定。平台温控系统的性能直接影响到惯导系统的两项主要指标:定位精度和系统准备时间。 本文介绍的惯性平台数字温控系统是对国内外普遍采用的平台温控放大器的一种革新,它将惯性仪表的温     

空间制冷机压缩机自适应主动振动控制方法

空间制冷机压缩机的振动是制约其应用于敏感仪器的一项关键因素,压缩机的振动会导致成像模糊,降低探测目标的分辨率和定位精度,甚至引起平台的机械共振。为了降低压缩机振动对空间有效载荷敏感器件的影响,采用基于自适应窄带陷波滤波器的自适应主动减振算法,此算法与振动传递函数模型无关,不受应用环境的限制,通过不断调整驱动信号的幅度和相位来实现自适应减振。搭建了由DSP控制软件、硬件电路、振动传感器组成的自适应主动减振系统,将此算法首次用于压缩机减振,并试验验证了算法的有效性。将压缩机的基频振动由0.166m/s²降低为0.014m/s²,下降了21.2dB。     

跨世纪航空发动机预研技术的发展

简述喷气式战斗机更新换代发展情况,综述了第四代战斗机的特征以及动力装置的要求,推重比10级和15－20级发动机的主要新技术,分析了我国与国外航空发动机先进水平的差距,并提出了跨入新世纪的对策与建议。     

无损检测技术在航天复合材料及构件中的应用

本文根据复合材料的成型工艺讨论材料中的缺陷情况及其对材料结构的影响;针对某型号产品FG01-11喷管上绝热层材料的不同特点,应用相应的无损探伤手段进行检测;最后着重讨论了该复合材料与金属壳层粘接以后,用超声波检测其胶接质量的实用性。     

非线性有源天线阵多波束相位分布控制方法

建立了基于注频锁相振荡器阵列的非线性有源天线阵多波束拓扑结构模型,详细分析了一维线阵、二维面阵多波束相位分布的控制方法,并完成了一维线阵、二维面阵的相位分布仿真和方向图仿真,验证了该方法的有效性。     

转动惯量测量研究的进展及展望

对转动惯量测量的研究情况作了综述,对三线摆法、扭摆法、落体法等转动惯量测量方法的测量原理及其优缺点进行了总结,介绍了针对以上缺点的一种新的测量方法,预测该方法将代表转动惯量测量的发展方向。     

一种基于天水线的红外舰船图像目标识别方法

针对海天背景下红外舰船目标的识别,提出了一种基于天水线的目标识别方法.利用被识别目标相对天水线的空间位置目标红外特征量和图像帧间信息识别目标,在强干扰环境下,利用该方法进行了仿真实验,得到了很好的效果.     

GPS-AHRS组合导航系统

本文研究了采用低精度陀螺的航向姿态基准系统(AHRS),应用卡尔曼滤波技术与全球定位系统(GPS)组合所构成的导航系统。文中推导了组合导航系统的动态方程,给出了该系统在航空应用中,采用S形机动飞行实施空中对准的协方差模拟结果。分析结果表明,该组合系统能提供较高精度的导航与姿态信息,具有较大的实用价值。     

M6双模态冲压模型发动机氢燃料的燃烧试验研究

在一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型内研究了氢燃料喷注方式对点火与燃烧效果的影响。氢气从均匀分布于支板上的小孔喷注 ,支板位于燃烧室突扩台阶后 ,燃料的喷注方向可调。本文研究了逆来流喷射、逆流与来流夹 4 5°角喷射 ,同时从支板前端面逆喷和从支板后端面顺喷、从壁面垂直于气流喷注燃料时 ,燃烧室内燃烧效果的差异。实验在中国空气动力研究与发展中心的脉冲燃烧风洞上进行 ,实验马赫数为 6 ,总温1 85 0 K,总压 5 .5 MPa。实验结果表明 ,从支板前端面逆喷氢气时 ,点火与燃烧的效果最好。逆喷方式下 ,当氢气的当量油气比为 0 .8时 ,在本模型流道构型条件下 ,获得的推力收益超过 5 0 0 N。     

干扰因素对侵彻子弹散布特性影响研究

侵彻子母弹的子弹散布特性直接影响侵彻子弹对目标的毁伤效果,是侵彻子母弹研究的重要方面。针对弹道导弹侵彻子弹的散布规律特点,提出一系列子弹散布特性参数。在考虑干扰的情况下,通过弹道仿真计算,研究各干扰因素对子弹散布特性的影响。通过仿真结果分析,找出影响子弹各散布特性参数的主要干扰因素,为子母弹的使用和改进提供必要的参考依据。