对单脉冲雷达角度跟踪系统的干扰仿真研究

在介绍单脉冲雷达角度跟踪系统原理的基础上,从雷达回波信号的角度建立了两相干干扰源对单脉冲雷达角度跟踪系统进行干扰的具体模型,给出了仿真流程,详细分析了目标雷达波束指向角、两干扰源与目标雷达夹角、两干扰源相位差以及干扰功率比等因素对干扰效果的影响。     

军用装备大规模可编程逻辑器件设计计价方法

大规模逻辑编程器件已在军用装备中得到了广泛应用,但目前为止国家还没有相关文件和标准明确其价格评估.长此以往对军用装备的质量必将产生一些不利影响.同时,缺乏科学成本预测工具和价格审核手段的现状,对装备经费资源也会造成很大浪费.根据实际工作经验,分析了影响大规模逻辑编程器件设计价格的主要因素和注意事项,提出了一套大规模逻辑编程的新评估计价方法.     

针栓式喷注单元膜束撞击雾化混合过程数值模拟

为了全面认识针栓式喷注器喷雾场结构，基于自适应网格加密技术和分三相计算的PLIC VOF（Piecewise Linear Interface Calculation Volume of Fluid）方法对针栓式喷注单元膜束撞击雾化混合过程进行了仿真分析，通过对两路推进剂分别进行界面追踪，获得了膜束撞击雾化混合过程的详细结构特征，与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。以此为基础对膜束撞击的喷雾场结构、撞击变形过程、流场涡结构、雾化破碎典型特征及破碎后的雾化混合分布特征进行了识别分析，结果表明：膜束撞击形成了液束未穿透液膜和液束穿透液膜2种不同的喷雾扇结构。膜束撞击形成的喷雾扇呈"Ω"形，膜束同时发生弯曲变形和横截面变形。另外，膜束撞击同时受到正压和剪切应力作用，导致了一系列复杂涡流现象，使得相互作用增强，雾化混合均增强，这也是膜束撞击喷注构型优于膜膜撞击的本质原因。最后，还发现膜束撞击喷雾场液滴分布呈现分区结构特征，分别是液束控制主导的上雾化区、液膜控制主导的下雾化区及夹在中间的混合区，实际中应兼顾雾化特性和混合特性，选取中等动量比膜束撞击，这可为针栓式喷注器的理论研究和工程设计提供重要参考。     

热流限制下的最优气动力辅助变轨

以变轨能量消耗最小为优化目标，应用极大值原理研究了飞行过程受热流限制和升力系统约束下的气动力辅助共面变轨问题，飞行过程成分第一自由弧段，约束弧段，第二自由弧段三个部分，讨论了升力系数的最优表达式，分析了飞行过程中两种约束的相互作用，给出了约束弧起始位置的角点条件和终端的横截条件下，对不同的初值选取方法讨论了三种计算策略，并给出了数值算例。     

固体火箭的鲁棒自适应耗尽关机制导方法研究

针对固体火箭的耗尽关机制导问题,提出了一种基于闭路制导和零射程线相结合的自适应耗尽关机制导方法,该方法首先利用闭路制导技术,使待增速度快速收敛;随后基于零射程线理论,设计了对关机时间变化不敏感的零射程线能量耗散管理导引律和末速精调导引律,提高了耗尽关机方法在推力、秒耗、关机时间随机摄动条件下的鲁棒性和自适应性以及制导精度,从而拓展了耗尽关机显示制导方法的工程化应用.     

基于BMU/LVDS总线的闭环总检查测试技术研究

为了更好地满足控制系统总检查测试的有效性和覆盖性要求,本文提出了火箭控制系统总检查的闭环测试方案。同时,新一代运载火箭所采用的总线监控单元BMU和箭地高速串行总线LVDS等新技术使方案的实现成为了可能。本文先介绍和论述了方案提出的必要性、原理以及实现的技术支持;接着提出了几点闭环实现的设计思路;最后在某型号火箭控制系统综合实验的基础上搭建了闭环测试平台,对惯组的有效性以及迭代制导算法的适应性进行了系统级的验证,实验表明方案能够很好地满足地面测试的有效性和覆盖性。     

中高轨道卫星离轨参数研究

介绍了国际上对卫星离轨的处置政策以及美国NASA对GPS卫星离轨参数的研究结论。从确保卫星离轨期间以及离轨后与相邻轨道卫星不发生碰撞的角度出发,针对我国中高轨道运行的卫星,按照不同初始轨道参数对卫星离轨后长达200年的时间内各轨道参数的演化情况进行研究,研究结果表明:卫星离轨的近地点幅角初值的选取与升交点赤经密切相关。最后提出了对我国中高轨道卫星离轨高度、偏心率和近地点辐角等参数的选取建议,希望能为到达寿命末期的中高轨道卫星离轨工作提供参考。     

太赫兹固态电子器件和电路

随着微电子技术的飞速发展,半导体器件的截止频率已经进入到太赫兹频段,太赫兹电路的频率特性特性得到极大发展。以固态器件为基础的电路的工作频率进入到太赫兹频段。太赫兹固态电子器件与电路技术在空间领域有着重要的应用前景。文章重点介绍InP基三端太赫兹固态电子器件和电路,以及太赫兹肖特基二极管器件和电路的技术发展过程与最新动态。并指出随着器件与电路的整体化与集成化发展趋势,太赫兹单片集成技术是其未来发展方向。     

基于高效数值方法的一种高超声速飞行器外形气动力/热综合优化设计研究

基于所发展的高效气动力/热快速预测方法,建立了适用于高超声速飞行器的综合考虑气动力与气动热特性的外形优化设计技术,并在一种高超声速飞行器外形设计中应用,通过优化设计改变了初始外形纵向静不稳定特性,优化后外形实现了纵向静稳定、大攻角自配平和非驻点表面最大热流下降的设计目标。所发展的方法为适应气动外形快速选型设计需求提供了有效的途径。