新型弹簧床结构的HAN基发动机技术

为改善硝酸羟胺(HAN)基发动机催化剂在长时间工作的工况下容易发生破碎而产生空穴的现象，本文提出一种新型弹簧床结构发动机设计方法，对发动机催化床进行改进优化设计。该设计可实现，常温环境下弹簧所提供的最大弹力不足以压碎催化剂；同时在高温环境下，弹簧的最小弹力足以克服催化床受到的流动阻力，可大幅提高发动机工作寿命、性能和可靠性。为验证该设计方法的有效性，分别开展了传统结构和新型弹簧床结构的HAN基1N发动机温启动试验。试验结果表明：在相同试验条件下，传统结构1N发动机温启动次数不超过150次，而使用新型弹簧床结构的1N发动机温启动次数超过了500次，且工作性能更优。试验结果证明了该设计方法的有效性，为HAN基发动机长寿命可靠工作奠定了良好的技术基础。     

无人驾驶直升机遥测遥控与电子系统设计

 介绍了某型无人驾驶直升机遥测遥控与电子系统设计研制,系统要求、总体结构与工作过程,系统设计中的技术问题与解决方案,该系统已经研制成功并得到应用。     

天波超视距雷达的发展

 天波超视距雷达 (OTHR)是一种利用电离层对高频信号的反射作用自上而下进行目标探测的雷达体制。由于该雷达具有大范围的监视能力、防低空突袭、抗隐身以及早期预警等突出优点 ,受到了许多国家的重视。首先介绍了OTHR的性能特点及发展历史 ,接着就雷达的总体结构、干扰的抑制、由电离层引起的信号失真的校正 ,以及信号检测进行了全面的综述 ,最后指出这一领域今后的发展方向。     

鼓包对舵的气动特性影响研究

 运用自适应八叉树结构直角网格 Euler算法对舵的流场进行了模拟。与无鼓包的舵相比较,带有鼓包的舵其气动特性,尤其是阻力有所变化。给出了直角网格生成方法以及 Euler方程解法。结果显示,本算法很准确地捕捉了激波,真实地模拟了该流场。在此基础上讨论了鼓包及其位置对舵的气动特性的影响。     

深空导航相位参考干涉测量技术研究

针对深空导航不断提高的测角精度需求和传统无线电干涉测量技术所面临的局限,介绍了相位参考干涉技术用于深空导航的优势,重点分析了该技术的基本原理和两个关键观测参数的影响,综述了该技术在国外的研究进展情况,最后介绍了我国开展该技术研究的软硬件基础和利用嫦娥三号任务数据开展的相位参考干涉测量试验情况,试验结果表明了基于我国深空测控资源开展该技术研究的可行性和高精度,有助于推动该技术转向实际工程应用,提高我国深空导航无线电干涉测量水平。     

红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计

针对采用红外导引头的拦截弹,提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法,在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下,确保了其高精度拦截效果。首先,由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取,系统将不满足干扰估计的匹配条件,设计了一种新型滑模观测器,通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后,利用未知状态和干扰估计信息,设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化,证明了系统的有界稳定。仿真结果表明,本文提出的方法可以获得较小的脱靶量,且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题,提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比,改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵,而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计,从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上,利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中,建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型,分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况,利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数,而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

导航星座整网自主定轨的动力学短弧段伪逆平差法

针对传统静态自由网平差进行自主定轨存在的秩亏问题,提出一种卫星动力学短弧段定轨和自由网伪逆平差理论相结合的自主定轨算法。该算法以导航星座星间链路(ISL)双向测距为基础,利用伪逆平差法,解决整网位置解算起算数据不足带来的秩亏问题;同时,利用轨道动力学建立不同历元之间状态转移关系,解决单历元平差无法对速度分量进行有效估计的问题。仿真结果表明,自主运行90天,平均用户测距精度（URE）小于1 m（2σ）,优于导航星座自主运行指标要求,验证了本文算法的有效性。     

一种多级全固体运载火箭上升段自主制导方法

针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于“助推-滑行-助推”飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明：该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。     

空间站对日定向装置半物理试验台关键技术

为有效模拟空间站对日定向装置驱动性能受柔性太阳翼的扰动,验证对日定向装置驱动控制性能,采用半物理试验技术对对日定向装置进行地面试验考核。设计超高刚度及运动误差无附加力自适应的半物理试验台,对支撑连接机构和加载单元进行有限元分析与刚度测试;建立大尺度柔性太阳翼的动力学模型,并采用Wilson θ法进行动力学模型的实时数值求解;运用跟踪微分法对对日定向装置低速运行下的角速度和角加速度进行估计;最后通过对半物理试验台的响应精度、加载有效性进行仿真和试验考核,结果表明试验台加载力矩幅值为 0~ 85 Nm、频率为0.01~3 Hz时,绝对精度优于0.85 Nm,相对精度优于1%,从而验证了半物理试验台对太阳翼扰动载荷模拟的真实有效性,可实现对日定向装置的性能测试。