基于HRRP统计模型的目标识别

通过对高分辨距离像（HRRP）方位敏感性和距离单元散射点类型的分析,锥体目标的HRRP距离单元的幅度起伏在一定角度内可采用Gamma和Gaussian统计模型来描述。详细描述了基于平均距离像模板和基于Gamma和Gaussian统计模型的目标识别方法。通过实测数据比较了三种目标识别方法的识别率和实时性等性能。     

一种快速测试线缆终端共模阻抗的方法

航空电子设备之间的互联线缆是电磁干扰耦合的重要路径。对线缆耦合进行建模分析时,线缆终端共模阻抗是至关重要的输入参数。而航电系统线缆数量较多,提高线缆终端共模阻抗的测试效率,有利于快速建立线缆耦合模型。为此,提出了一种快速测试线缆终端共模阻抗的方法。首先,根据多导体传输线理论证明,在分析共模电流时可以将多芯线缆等效为一根单导体。进而,将线缆束等效为多导体传输线,并采用矢量网络分析仪和电流探头测量各条线缆2个任选位置处的电压反射系数。然后,基于所建立的多导体传输线模型,构造以终端阻抗为未知数的方程组。最后,采用数值迭代算法求解该方程组,得到各条线缆的终端共模阻抗。与现有方法相比,所提方法提高了测试效率和测试精度。      

自由翻滚故障卫星外包络抓捕及抓捕路径优化

自由翻滚故障卫星抓捕是航天器在轨服务及空间碎片清理的基础。由于难以确定固定抓捕点及目标运动参数不确定,传统机械臂抓捕方法无法适用类似自由翻滚故障卫星的空间非合作目标。提出一种具有鲁棒性的外包络抓捕方法及抓捕路径优化方案。外包络抓捕方式能够适用于自由翻滚故障卫星抓捕问题,其特点在于,第一,由抓捕末端执行器构成的抓捕包络可以包络空间目标,约束其运动并最终实现抓捕,因此不需要固定抓捕点;第二,末端执行器构成的抓捕包络,能够约束故障卫星运动,而两者之间的摩擦可以有效消除两者之间的相对运动最终成功抓捕翻滚目标。进一步,针对外包络抓捕方法,提出了一种最小燃料消耗及最小抓捕扰动的机械臂抓捕路径。为验证外包络抓捕方法的有效性,构建旋转立方星抓捕地面实验,并利用数值仿真验证外包络抓捕机械臂最优路径规划,仿真结果验证了所提出方法的有效性。     

基于星载分布式InSAR测高精度的导航卫星优选

从干涉合成孔径雷达（InSAR）测高精度需求出发,分析整个流程中的综合观测几何,联合InSAR对地观测参数、全球卫星导航系统（GNSS）对编队卫星观测参数和坐标系转换参数,建立了导航卫星的优选准则,理论推导了InSAR高程的误差传播系数。该准则直接针对InSAR高程精度进行优化选星,表征了综合几何关系下基线各分量对测高误差的贡献。仿真结果与理论推导相吻合,并给出了不同卫星导航系统、不同选星个数以及不同InSAR参数配置等多种场景下的结果比对。新准则相比以往基于最小相对精度衰减因子的选星准则,能够更好地反映实际几何关系,从而在相同观测条件下通过卫星优选得到更高的测高精度。     

基于有限元仿真的含中心孔层压板强度预测方法

在材料承载应力不可能超过其自身强度的原则上,假设复合材料遵循弹性-塑性等效就位力学行为,提出了一种基于线弹性有限元分析的含中心孔层压板渐进失效和强度预测的仿真方法;在仿真中对单元材料属性进行随机赋值以模拟真实材料状态,采用Hashin准则对材料失效进行判定并对失效材料按照其失效模式进行弹性常数退化;通过试验测试了5种不同铺层的玻璃/环氧复合材料带孔层压板的强度,在不单独考虑分层的条件下,含孔层压板的预测强度与试验结果吻合较好,与传统有限元预测方法相比,本方法不需要人为地确定失效材料的退化因子。     

加速度计组合件高精度两级鲁棒温度控制

 将存在多个工作环境的加速度计组合件两级温度控制系统的受控对象描述为存在有界干扰和非线性不确定性(包括系统的建模误差和两个控制通道间的相互耦合)的两输入两输出非线性时变不确定系统,提出了一种基于信号补偿的鲁棒温度控制方法。该方法设计的控制器由标称控制器和鲁棒补偿器组成。此控制器为线性定常的,易于物理实现。证明了闭环系统的鲁棒控制特性,实验结果显示所设计的控制系统能够在多个工作环境下实现加速度计组合件内部和外部的高精度鲁棒温度控制。     

N2O_HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算。计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin－Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型。计算了三种氧燃比下四个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据。     

Finite time L1 Approach for Missile Overload Requirement Analysis in Terminal Guidance

This article analyzes the problem about the missile overload requirement in a homing terminal guidance under various engagement scenarios. An augmented proportional navigation guidance (APNG) model is introduced on the basis of linear kinematics. To analyze the peak-to-peak performance of the terminal guidance system, a new finite time L₁ performance measure for a linear time-varying (LTV) continuous system is proposed. Then, according to the idea of the adjoint system, a novel method for computing the L₁ norm of a linear continuous system is first derived. Within the finite time L₁ framework, the quantitative relation between the guidance loop dynamics and the maximum missile-target maneuver ratio is offered. This relation is expressed in the form of graphs and formulas that can be used to synthesize some of the major subsystem specifications for the missile guidance system. The illustrative examples show that a significant performance improvement is achieved with the proposed guidance loop dynamics.     

涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却对叶栅气动损失的影响

 运用RNG湍流模型对具有气膜冷却的涡轮叶栅通道内部的三维流场进行了数值模拟,分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105~6×105和二次流吹风比M=0.5~3.0范围内,沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对叶栅通道损失系数的影响。计算结果表明：冷气喷射仅对孔附近区域的压力系数产生影响;位于喉部上游位置收敛缝形孔的能量损失及总压损失系数最低,大部分工况中位于喉部下游位置收敛缝形孔的损失系数最高;与圆形孔相比,位于喉部上游位置收敛缝形孔既具有好的冷却效率又具有低的损失系数。