机载聚束式SAR中空变相差的分析

总结了聚束式SAR随空间变化的相位误差的自聚焦补偿方法,并通过分析当目标存在一定运动时所产生的相位误差而分析了聚束式SAR的空变相差的来源、散焦、对成像和图像质量的影响。文中给出了空变相差的数学模型,通过理论推导得到了相应的结论,仿真计算则证实了所得的结论。这些结论将直接应用于对已有空变相差自聚焦方法的改进,从而得到更为精确、高效、实用的空变相差自聚焦补偿算法。     

条带模式合成孔径雷达回波数据的聚束成像算法处理

对条带模式SAR和聚束模式SAR的关系进行了研究,给出了一种如何利用聚束成像算法来处理条带模式SAR的原始回波数据的方法,这种方法基于两种模式成像处理器输入数据的不同特点和Dechirp解调原理,同时使用了频谱扩展的方法。在没有聚束模式SAR原始回波数据的情况下,可使用本文的方法利用条带SAR数据来模拟聚束SAR数据,以便研究聚束成像算法。此外在条带 SAR成像过程中,利用文中给出的算法,可以对某一小的目标区域进行精细成像。也可将此方法用于条带SAR的快视成像中。     

用蒙特卡罗法仿真生成三维空间大气紊流场

基于三维紊流场相关函数矩阵用蒙特卡罗法仿真生成三维空间大气紊流场,并用理论证明和紊流场数值检验的方法,证明这样的空间大气紊流场较好地符合所选用的大气紊流模型 (如 Dryden模型),且具有良好的均匀性和各向同性。三维空间大气紊流场可用于飞机飞行仿真,尤其是多架飞机在大气紊流中飞行的仿真 (如空中加油、编队飞行)。     

中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制

以往对中心刚体-柔性悬臂梁系统的主动控制研究多是基于零次近似模型和线性化模型进行的，而且认为零次近似模型为足够精确动力模型，但是已有研究结果显示出，零次近似模型在对系统动力学行为进行描述时存在某些局限性。本文采用一次近似模型对中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制进行研究，其中控制律采用最优跟踪控制理论进行设计。仿真结果显示，传统的零次近似模型存在着失效的可能，最优跟踪控制方法能使中心刚体-柔性悬臂梁系统到达期望的指定位置，并可使系统的残余振动得到抑制。     

激光等离子体微推力器的发展及热点问题

激光微推力器在航天器的轨道调整、引力补偿、位置保持、轨道机动和姿态控制等方面存在巨大的潜在优势。对近年来激光等离子体微推力器的研究和发展进行了较全面介绍,并详述了激光等离子体微推力器发展过程中的几个热点问题,包括激光等离子体微推力器的工作模式和工质的选择、推力单元结构设计、微型激光器和微推力测试方法的研究与发展现状。通过对比分析,给出了目前所研究的激光等离子体微推力器的优缺点,为国内研制激光等离子体微推力器提供了一些有益参考。     

新一代固液捆绑运载火箭研制及创新

长征六号甲运载火箭是我国首款固液捆绑运载火箭,相比固体捆绑运载火箭,其总体优化设计、力热环境预示、联合摇摆控制、无人值守等一系列技术方面有新的突破,推动了我国运载火箭技术的进一步发展。长征六号甲运载火箭作为我国后续新一代运载火箭的主力构型,在火箭系统设计、成本管控及数字化应用方面,进行了技术及管理流程的创新。本文对火箭研制历程、技术特点、流程创新和数字化应用进行了论述,提出了我国运载火箭的后续发展方向。     

大气环境监测卫星双偏振仪器校飞验证

同一卫星观测平台上的不同偏振遥感器,可通过数据融合获取更高质量的探测结果。基于该设想,搭建了由高精度偏振扫描仪(POSP)和同时偏振相机(SIPC)构成的同平台偏振仪器航空验证系统,并完成了飞行实验。文章系统阐述了其系统构成、数据预处理、视场匹配和交叉定标方法,评估并展示了部分航空验证结果。结果表明:POSP和SIPC视场匹配误差约为0.12个POSP像元;通过偏振交叉定标、均匀陆地地表这2个仪器辐亮度偏差为2.54%,偏振度偏差为0.013,验证了双偏振仪器探测数据的有效性和交叉定标的可行性。为星载偏振交火探测系统设计、数据预处理、偏振交叉定标方法和在轨应用评价等提供了依据和支持。     

真空环境下液体射流雾化特性的实验研究

为研究真空环境下液体的雾化特性及其影响因素,建立了真空环境喷雾实验系统。用水模拟液体推进剂,真空环境舱的初始真空度小于10Pa,采用高速动态分析系统测量了喷雾场。结果表明,真空环境下液体射流的闪蒸是其破碎与雾化的主要因素之一;喷射速度较低时喷口发生结冰现象;随着喷射雷诺数的增大,破碎长度变长而雾化锥角减小;喷射速度相同时,喷嘴直径增大,破碎长度和雾化锥角随之增大。     

基于气相色谱法的电推进航天器氙气泄漏检测系统

为了能够对电推进航天器加注后的泄漏进行检测,对氙气泄漏检测方法和关键技术进行研究,研制了一套基于气相色谱法的氙气泄漏检测系统。试验结果表明,氙气体积分数在1×10-7~5×10-4之间时,系统可以定性定量判断氙气的真实泄漏量(1.0×10-5~5.0×10-2 Pa·m3·s-1);而当氙气体积分数超过5×10-4时,则应定性判断电推进系统有大泄漏(泄漏量10-2 Pa·m3·s-1)。检测系统能够满足电推进航天器加注后泄漏检测任务的要求。     

真空环境中压电激励对射流破碎特性的影响

针对真空环境中压电激励液滴生成技术,采用实验方法研究了压电激励波形、频率和位移等参数对射流破碎特性的影响规律。实验结果表明,对0.5 mm的射流在理论最优频率下施加振幅3μm的压电激励作用后,射流破碎距离缩短至90 mm左右;相对于正弦波与三角波,方波激励获得的射流破碎距离最短;在最优频率附近,随着激励频率增大,液滴粒径减小,射流破碎长度先减小后增大;随着压电装置位移幅值增大,射流破碎长度略有减小。结果表明:在压电作用下,激励频率对射流特性影响较大,并且射流最短破碎距离对应的激励频率大于理论最优频率;激励波形和位移振幅等参数对射流破碎特性的影响相对较小。