日本的军事航天发展剖析(下)

4 日本侦察卫星计划的实施 4.1 卫星概况 □□正式批准的日本侦察卫星系统由日本三菱电气公司设计，包括4颗卫星，其中2颗是光学照相侦察卫星，另2颗是合成孔径雷达（SAR）侦察卫星。2颗光学卫星每颗重约850kg，携带1m分辨率的光学照相机；2颗SAR卫星每颗重约1200kg，装备1～     

导弹克星:美国"天基红外系统"

□□装有红外遥感器的卫星一直是美国探测弹道导弹发射的主要工具，美国曾用“国防支援计划”（DSP）导弹预警卫星探测伊拉克“飞毛腿”导弹的发射。美国五角大楼现正在发展更先进的“天基红外系统”（SBIRS）导弹预警卫星系统。SBIRS星座将是美国预警和拦截敌方弹道导弹的关键系统。如果按计划部署，SBIRS将由两组卫星组成。一组是SBIRS高轨道星座，它由4颗地球静止轨道卫星和2颗大椭圆轨道卫星组成，主要用于导弹发射预警，并对其运载火箭实施红外跟踪，直到其可产生热量的助推火箭燃尽。另一组是SBIRS低轨道星座，它由低地轨…     

双级轴向涡流器气量分配对燃烧室点火特性的影响

为研究双级轴向涡流器一、二级气量分配对燃烧室点火特性的影响,对4种不同气量比的双级轴向涡流器进行了单头部燃烧室点火试验,同时结合燃烧室头部流场和喷嘴匹配涡流器雾化试验结果对点火试验结果进行了分析。结果表明：随着一、二级气量比由0.55增加至1.28,涡流器出口旋流数、涡流器下游回流区宽度、回流空气流量以及喷雾锥角逐渐减小;过小的一、二级气量比会导致点火状态下的燃油粒径变大;点火边界油气比随着一、二级气量比的增加呈现先减小后增加的趋势,气量比为0.85~1的方案兼顾了流场和喷雾特性,获得了相对较好的燃烧室点火性能。     

SINS/GPS组合系统姿态角误差可观测性研究

首先建立起捷联惯导系统（ＳＩＮＳ）与全球定位系统（ＧＰＳ）相结合系统的数学模型,从研究ＳＩＮＳ／ＧＰＳ组合系统的可观测性出发,通过理论分析得出了组合系统姿态角误差可观测性很差的结论,并给出使可观测阵满秩的条件。对３种飞行条件所做仿真分析验证了理论分析的正确性。     

用热敏电阻测量气流速度的研究

提出了一种用球形热敏电阻测量气流速度的方法。从加有恒定电流的热敏电阻在气流中的流动换热基本方程出发,建立了热敏电阻恒流式风速测量的理论模型。由风速标定实验研究,获得了热敏电阻的实际风速标定公式。实验结果表明,该方法可用于流速范围为（０．１～２．５）ｍ／ｓ,气流温度范围为（２９３．１～３０２．１）Ｋ的低速气流的速度测量,测量误差为±５％。该方法有体积小、流场干扰小、结构简单等优点,适合于多点布置进行空间低速气流速度分布的测量。     

月球巡视探测器自主定向算法研究

月球巡视探测器自主导航是其能在月面执行探测任务的关键,而定向又是月球巡视探测器自主导航的一个重要组成部分,其定向精度将直接影响到月球巡视探测器定位性能。将CCD(ChargeCoupleDevice)太阳敏感器应用到月球巡视探测器上,用太阳敏感器测量太阳位置矢量,结合加速度计测量的重力矢量,利用QUEST算法推算了月球巡视探测器的姿态和航向,为月球巡视探测器构建了一套适用于长时间、长距离导航的绝对定向方案,通过理论分析和实际推算描述了该定向方案的具体实现过程,最后以仿真结果验证了该方案的可行性,为下一步月球巡视探测器定位研究提供了技术参考。     

一种快速的星敏感器星跟踪方法研究

阐述了星敏感器中星跟踪方法的重要性,指出了目前国内外星跟踪方法的不足。针对这些不足,提出了一种全新的、快速的星跟踪方法。新的跟踪方法采用现场可编程门阵列(FPGA)实现了实时的星点定位;正是由于这种技术的采用,加快了星点位置信息的获取,摈弃了跟踪窗的跟踪方法,采用简单的匹配识别的跟踪方法;对于新星的识别,由于有初始姿态而采用匹配组的识别方法。最后给出了星跟踪过程的实验结果。     

基于DSP的UAV飞控计算机设计与半物理仿真

飞行控制计算机(FCC)作为飞行控制系统的核心，担负着多种任务。随着系统功能的日益增多，飞行包线的不断扩大，模拟式FCC已经越来越不能满足系统要求。针对目前FCC向数字式、智能化方向发展，本文利用高速DSP芯片，结合复杂可编程器件(CPLD)，设计出一种集高可靠性、高集成度、高精度于一体的新型FCC，最后在此基础上外加了数据采集卡组成闭环半物理系统，并进行了仿真。仿真结果表明，本文这一全新尝试完全可行，且应用前景将非常广泛。     

迈克耳孙干涉仪读数器的设计

迈克耳孙干涉实验常用来进行精密测量，在测量中对条纹移动数量的计数直接决定着测量结果。应用光纤传感器及电子电路制作的读数装置，能记录干涉条纹在任一单方向移动的相对数目。它结构简单，具有实用性，使实验人员从烦琐的读数测量工作中解脱出来。它还适用于其它干涉条纹实验的自动读数之用。     

微机电惯性测量元件在导航系统的应用研究

介绍了微机电(MEMS)惯性测量元件(IMU)的基本情况，总结了误差主要来源，根据公开文献介绍的性能测试参数，建立了动态误差模型，并与GPS测量的速度和位置组合，进行了导航系统的数学仿真。仿真结果表明，MEMS—IMU尚不能独立构成导航系统，但与GPS组合，则可满足低精度的导航要求。