基于微波光子技术的实时高分辨雷达成像

为克服传统雷达面临的带宽瓶颈,提升其分辨率,利用微波光子倍频与混频技术对宽带雷达信号进行处理,构建宽带雷达,成功实现了实时高分辨雷达成像。构建的微波光子雷达样机带宽高达12 GHz,实现逆合成孔径雷达成像的二维分辨率优于2 cm×2 cm,成像速率高达100帧/s。在该雷达架构基础上构建了多输入多输出微波光子雷达,在相同的相参累积时间内,能进一步提高雷达成像的方位向分辨率。研究结果表明:微波光子技术是突破传统雷达频率与带宽限制的有效手段,有望在未来实时高分辨雷达探测与成像中发挥重要作用。     

仿尺蠖型火星车设计与验证

针对传统被动悬架式火星车在火星复杂地形运动中可能存在的问题,设计了仿尺蠖型火星车,包括沉陷脱困设计、爬坡设计、防托底设计和抬轮设计;识别了仿尺蠖型火星车移动系统的关键参数,计算得到不同火星车抬升高度的关键参数值和一个尺蠖运动周期的位移值;计算结果表明仿尺蠖型火星车可以解决被动悬架式火星车的上述问题。对所设计的仿尺蠖型火星车开展了地面试验和飞行试验验证,地面试验验证了车轮沉陷脱困能力、越障能力和爬坡能力;作为仿尺蠖型火星车应用的实例,“祝融号”火星车成功经历了飞行试验,它在火星表面的顺利运行表明仿尺蠖型火星车设计措施有效。     

基于有限元--离散元耦合的粒子阻尼减振研究

在侧挂构型发射任务中,中心承力筒与卫星直接连接,其动力学特性对卫星的振动响应有直接影响。首先分析中心承力筒的模态特性,据此完成粒子阻尼器的结构参数设计。随后,使用有限元--离散元耦合仿真方法,确定了阻尼器填充粒子的最佳直径和阻尼器最佳安装位置。仿真结果表明,该方案下星箭界面减振效果可达40%。最后,使用最优粒子阻尼参数开展水平激励实验。实验结果表明,与未安装粒子阻尼器相比,中心承力筒+粒子阻尼器组合体的减振效果可达35%以上,与仿真结果一致。     

连续小推力非开普勒悬浮轨道研究综述

连续小推力非开普勒悬浮轨道在深空探测与地球极地观测任务中有着重要的应用前景.归纳了电推进、太阳帆推进等连续小推力技术的发展历程与现状;阐述了日心、行星悬浮轨道的动力学特性、稳定性、轨道保持策略;分析了三体问题下人工拉格朗日点的优势及其在深空探测方面的应用;讨论了悬浮轨道编队飞行的研究方法与控制策略.最后针对小推力悬浮轨...     

硼粉燃烧热的测量

硼因高的体积热值成为首选高能组分添加剂。为了对硼粉的燃烧热进行更准确的测量 ,使用氧弹式量热仪,采用SQ-2作为助燃剂,通过实验研究了助燃剂质量、形状以及氧 弹内氧气压力对硼粉燃烧热测试结果的影响。结合硼的两阶段燃烧模型,指出燃气温度是影 响硼粉燃烧效率的关键参数。建立了氧弹内燃气极限温度的理论计算模型,给出计算温度与 硼粉燃烧效率之间的关系。结果表明升高极限温度是改善硼粉燃烧热的测量的有效手段。     

光强干扰调制对光纤陀螺零偏的影响

方波调制信号是全数字闭环光纤陀螺的基准信号,该信号会通过电源线、地线或以空间电磁场的形式耦合到光源驱动电路上。基于相干检测原理,推导了由该耦合信号产生的等效相位延迟的计算公式,利用仿真模型估算了-120dB耦合强度对不同精度陀螺闭环零偏的影响,利用锁相放大器（LIA）测量了实验电路板上耦合信号的幅值,证明了该耦合信号与光纤陀螺零偏的相关性。光源驱动电路抗干扰改进后实验样机精度提高了40％,即0.14°/h。结果表明：光源驱动电路中耦合的方波信号是光纤陀螺产生零偏的因素之一,必须在硬件设计或信号处理算法上加以抑制。     

多测控应答机应用的遥控信号竞争对策

文章针对多测控应答机应用带来遥控信号的竞争选择问题,应用排队论建立与问题对应的模型,提出基于优先级的遥控信号竞争对策,并进行了遥控优先级策略的选择分析。     

爆震波在开缝式弯管内的传播特性研究

为了解旋转爆震波在单侧部分受限情况下产生的波系结构及环缝内压力波动特点,以恰化学当量比的氢气/氧气混合物作为反应物,采用9组分19步的基元反应模型,忽略粘性、热传导和扩散等输运效应,对爆震波在开缝式弯管内的传播情况进行了数值模拟。研究结果表明,爆震波在开缝式弯管内传播时,爆震波及爆震区内的反射激波后的高压区都会在环缝内产生透射激波,但环缝内激波不单纯依赖弯管内高压区的侧向膨胀产生,且环缝内的一些反射激波产生的波后高压区还会反过来在爆震区内产生透射激波;环缝内第二道斜激波会被接触面分为两部分,在接触面前方的惰性气体一侧具有更大的倾斜角;环缝位于外侧时爆震波的倾斜程度比位于内侧时更大;当环缝处于外侧和内侧时,会由于激波相交、反射产生比第一道斜激波更大的压力峰值,内侧开缝时环缝内最大压力峰值约为第一道斜激波后的两倍,且内侧开缝时环缝内压力大于4倍填充压力的高压区域范围比外侧开缝时大36.4%。     

航空发动机进发匹配优化研究

为降低进气压力畸变对发动机的需用稳定裕度需求,分别从发动机和进气道2个方面开展优化匹配研究。在发动机方面,通过降低转速的方式来降低进气畸变,评估结果表明:采用该方案对发动机剩余裕度增大效果不明显。在进气道方面,局部优化进气道防护网结构,经过进发联合试验验证表明:采用该措施可降低进气压力畸变相对量20.4%～32.6%。经过发动机逼喘试验验证,畸变改善效果显著,大大降低了发动机喘振概率,可在现役飞机进气道上推广使用。     

一体化过渡段大叶片对涡轮部件气动影响研究

为了理清一体化过渡段中大叶片的引入对涡轮部件气动性能和流动情况造成的影响,以带一体化动力涡轮过渡段的发动机的整个涡轮部件为研究对象,通过采用数值模拟的方法对其流动进行了研究。研究结果表明在地面起飞和最大巡航两种发动机工作状态下,一体化过渡段中大叶片的引入对低压涡轮和动力涡轮的性能均有显著影响,膨胀比和功率的影响量级达到1%;低涡动叶和动涡一导轴向力的影响量级分别为2%和5%;动涡一导和动涡一动进口气流角的影响量级分别为0.5°和2.5°。由于地面和空中两种状态下动力涡轮和排气支板的工作状态不同,故一体化过渡段大叶片的引入对其气动损失的影响机理不同,从而造成其损失和效率的变化趋势和量级不同。