基于北斗导航定位系统改进技术的定位误差仿真和分析研究

对北斗导航定位系统、使用三星定位技术及伪卫星技术的定位误差进行了仿真分析.通过仿真和分析表明,三星定位技术虽然解决了原有系统的缺陷,但存在定位精度的问题;而伪卫星技术不仅解决了原有系统的缺陷,同时提高了定位精度.     

横肋变截面回转通道不同肋高的流阻特性

以某型航空发动机的实际涡轮叶片内部的带肋变截面180°回转通道为研究对象,采用实验方法研究了4种不同肋高的流阻规律,并做了比较。实验模型中,矩形肋对称布置在上下两个面,肋间距为15mm,肋宽为2mm,肋与流体流向夹角为90°。定义了沿程有效压力系数,并得到了其沿程分布。实验表明,对于带90°直肋不同肋高的矩形回转通道沿程有效压力的分布趋势基本一致,由于流道截面积的不规则变化,导致有效压力有沿程逆增现象。试验还发现高径比越大的其阻力系数越大,即沿程的阻力越大。      

不同肋间距变截面回转通道内的流阻和换热特性

实验选取航空发动机涡轮叶片中段内部冷却通道为研究对象,对横肋变截面回转通道内不同肋间距的气流流动阻力和换热特性进行了实验研究。通道进口雷诺数在7000到60000范围内。实验结果表明,随着雷诺数的增加,不同节距比通道阻力系数降低;不同节距比对通道阻力系数和通道平均努塞数的影响呈多峰分布。      

口径耦合微带天线互耦时域有限差分法分析

在阵列天线中,互耦是阵列性能下降的一个重要因素,对互耦进行正确的评估、计算,有助于深入了解阵列特性并指导设计工作.采用时域有限差分法计算了口径耦合微带天线互耦系数,天线建模中引入非均匀网格和电阻性电压源,微带线与馈源用阶梯过渡来连接,在保证计算精度的前提下,计算空间和计算机时间大大减少,计算结果与矩量法及测量结果基本一致.     

某小型涡扇发动机增压级设计与试验验证

采用经过试验验证的一维方案设计程序包以及与轴对称流设计程序相匹配的任意中弧线叶片造型程序,运用三维计算与一维、二维气动设计相结合的方法成功地完成了某小涡扇发动机增压级气动设计,并且单独设计和加工内涵两级增压级进行了试验验证,试验结果表明,该增压级具有宽广的高效率区和高喘振裕度,设计结果与试验结果吻合较好.      

大范围轨道机动的燃料消耗优化方法

针对航天器大范围轨道交会提出了二冲量燃料最省机动方案的数值寻优算法及多冲量机动方案的啸声境遗传算法.利用共面圆\椭圆轨道间的转移实例对两种算法正确小生境遗传算法.利用共面圆\椭圆轨道间的转移实例对两种算法正确性进行了验证,通过仿真实验,比较了大范围交会轨道机动中不同冲量次数对总燃料消耗的影响,分析得出了非共面轨道交会机动时燃料最省的指导性方案.     

固体运载火箭发射轨道一种快速生成方法

通过采用牛顿迭代法快速优化发射方位角,克服了发射方位角初值偏差过大的缺陷,极大缩短了优化时间。通过采用基于特征参数网格化的程序角优化设计技术,建立了程序角设计参数数据库,在机动发射的情况下能够快速进行参数插值,避免了大量优化计算过程,有力地支持了机动发射情况下发射轨道的快速生成。最后通过仿真证明设计算法的有效性和正确性。     

高速平台下动目标高分辨成像方法研究

高速平台对地面强散射移动目标或者海面舰船目标进行合成孔径雷达成像（SAR）时，存在两方面问题：一是传统SAR匀速直线模型已不适应高速平台自身高动态运动特征；二是目标的非合作运动一方面会引起图像散焦，另一方面动目标在地距图中的位置会产生较大偏移。针对这两个问题，首先在匀加速度模型频域相位滤波算法下，推导出了精确的斜地投影关系以及近似的反投影关系，同时给出了基于惯性组合导航（INS）的平台运动补偿方法，最后结合自聚焦技术，完成对舰船目标的聚焦并得到以目标为图像中心的地距图。     

卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究

以卫星单元肼推进系统轨控过程为研究对象，利用数值模拟手段研究了轨控过程中推进系统贮箱压力、贮箱温度、轨控时长等参数对轨控效果的定量影响，考察了在轨标定推力系数对于轨控模型的修正效果。选取某近地卫星对其轨道控制历史数据进行分析，通过在轨实测数据对轨控模型进行了验证。结果表明，采用在轨标定推力修正系数能够有效地降低轨道控制模型的平均误差，平均误差值从3.615%减至1.924%；通过参数敏感性分析，得出贮箱温度的总体影响不超过0.2%，贮箱压力的总体影响不超过5%。通过对点火时长的影响分析发现，在不同的贮箱压力下，存在一个特定的临界点火时长；轨控时长低于临界点火时长时，贮箱压力的变化将不会被压力传感器识别。针对某低轨卫星，寿命初期箱压1.8MPa时，临界点火时长为8.5秒；寿命末期0.5Mpa时，临界点火时长为319.8秒。