基于预测零控脱靶量的拦截器中制导段导引

针对三维空间内的高速飞行目标,提出了一种基于预测零控脱靶量的中制导段导引方法。建立了拦截器与目标的相对运动关系模型,分析了确定修正轨道的约束条件,并在此基础上推导出修正轨道根数的计算方法。同时根据待增速度给出了推力定向和推力发动机工作时长的确定方法。仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的制导控制。     

Ti-22Al-25Nb合金剪切旋压过程中显微组织演化

通过剪切旋压试验,研究了旋压温度(910℃和1000℃)和减薄率(0、10%和30%)对Ti-22Al-25Nb合金显微组织的影响,探讨了旋压过程中的显微组织演化规律。结果表明:Ti-22Al-25Nb(原子数分数)合金旋压组织主要由α2相、B2相和O相组成,在旋压过程中,B2晶粒沿旋轮进给方向被拉长,且伴随有动态再结晶现象发生;温度主要影响Ti-22Al-25Nb合金中α2相与O相的尺寸和形貌,随着旋压温度的升高,O相片层逐渐变短并粗化,α2相趋向等轴化;变形量主要影响α2相体积分数与O相形貌,随着减薄率的增大,α2相体积分数逐渐减少,O相从片层状转变为短棒状。因此,Ti-22Al-25Nb合金剪切旋压过程中不仅发生晶粒变形与动态再结晶现象,更涉及复杂的相变行为,组织控制困难。     

某型民航客机改公务机应急出口变更适航符合性分析

民航客机改公务机后客座数会大幅降低,原有的应急出口布置存在超出适航要求的可能。研究了某型民航客机改为公务机后,对应急出口设置进行变更的可行性,分析了应急出口变更后对CCAR25.807条款的适航符合性,为今后民航客机改为公务机应急出口设计提供理论支持。     

月面地形地貌环境模拟初步研究

文章介绍了在月面巡视探测器室内试验场建设过程中有关月面典型地形地貌环境模拟的初步工作。通过现有关于真实月壤的物理机械性质的总结,考察了利用火山灰模拟月壤的可能性。通过对比分析两者主要的物理机械性质,可以得出:利用加工的火山灰模拟月壤用于月面巡视探测器移动性能等试验研究是可行的。为今后深入研究月面地形地貌和月面巡视探测器的地面试验进行了有益的尝试。     

航天器舷窗玻璃超高速撞击损伤与M/OD撞击风险评估

用北京卫星环境工程研究所的18mm口径二级轻气炮(TLGG)和20 J激光驱动微小飞片装置(LDFF-20)对用作航天器舷窗玻璃的熔融石英玻璃的超高速撞击损伤特性进行了实验研究和分析.其中,TLGG发射的球形铝弹丸直径分别为1 mm和3 mm,速度2～6.5 km/s;LDFF-20发射的圆柱形飞片厚度7 μm,直径1 mm,速度1～8.3 km/s.撞击结果为:对12 mm厚的熔融石英玻璃,直径为3mm的弹丸甚至在2.8 km/s的低速下就将其穿透,而直径为1 mm的弹丸在6.5km/s的高速下没有穿透,这说明弹丸直径对撞击损伤特性有很强的影响;LDFF-20发射的微小飞片的撞击仅在玻璃表面产生很浅的凹坑,没有裂纹产生,但微小飞片的累积撞击损伤明显地降低了玻璃的透光性.实验初步获得了侵彻深度PC、侵彻直径D1与弹丸撞击速度Vp、弹丸质量Mp之间的经验关系.依据实验结果和目前的微流星体/空间碎片(M/OD)环境工程模型,建议对于高度为400 km、轨道倾角42°、寿命为3年的典型航天器,其舷窗玻璃的临界安全(非穿透)厚度至少为12mm.     

质子辐照对石英玻璃光学性能的影响

文章研究了不同注量与辐照能量的质子对JGS3石英玻璃辐照前后光学性能的影响,并对其规律进行了初步探讨。实验中采用UV-3101PC分光光度计对辐照前后石英玻璃的光学性质进行测量。研究结果表明:质子辐照使该玻璃产生着色现象,在200～800 nm波长范围内产生了明显的光吸收;辐照注量和辐照能量均对石英玻璃光吸收有影响,其中辐照注量的影响更加明显。     

PCA在雷达目标识别中的应用研究

研究了宽带高分辨雷达目标识别中的特征压缩问题.首先提取目标一维距离像双谱特征,然后应用主元分析法(PCA)降低目标特征维数,最后利用支持向量机对3类实测目标数据进行识别.实验结果表明,对雷达目标识别来讲,PCA是一种可行的特征压缩方法.     

利用红外加热笼进行低热流模拟的设计方法研究

在航天器热平衡试验中,散热面区域的低热流密度要求往往难以实现。在以往的试验中,考虑到加热笼覆盖系数对热流密度均匀性的影响,通常选用红外灯阵作为主要的外热流模拟装置。但是红外灯阵体积和热容较大,形状适应性不强,对试验容器空间要求较高。文章利用仿真的手段研究了加热笼的覆盖系数对热流密度均匀性的影响,探讨了利用红外加热笼进行低热流模拟的可行性。     

有限推力下时间最优轨道转移

研究了一种有限推力作用下的时间最优轨道转移计算方法。以非奇异根素形式的高斯行星摄动方程为基础,由庞德里亚金极小值原理导出正则方程组,通过将最优控制问题转化为协状态初值为待优化参数的参数优化问题,并通过非线性规划求解得到的参数优化问题,从而避开求解两点边值问题的困难。文章最后给出2个算例,分别计算了零倾角零偏心率最优轨道转移和大倾角改变最优轨道转移。计算过程及结果表明本文所用方法对协状态初值猜测敏感性小,收敛迅速;零倾角零偏心率情况下无奇异;所得控制轨线光滑。     

基于断言的形式验证方法应用研究

针对模型检验算法在工程应用中面临的形式语言局限性和状态空间爆炸的危机,提出了基于断言的形式验证解决方案。通过对DW8051_timer模块的实际验证,说明了该方法可以简化模型检验算法在工程实践中的应用,并且与传统仿真方法相比,它能在一定程度上缓解航天领域数字系统设计中的验证困境。