国外固体火箭技术的近期进展

几年来．国外固体火箭发动机技术在航天和导弹的需求牵引下,在先进材料、微电子测试等技术的推动下,取得重大进展。美、俄等先进国家在高压强发动机、超高速动能拦截弹发动机、高速防空弹发动机、精确打击反甲弹发动机和固冲发动机等下一代战略战术导弹发动机研制上取得了新进展：在基础研究领域投入大量资金．制订了详细的发展计划．稳步取得了一些重要进展,特别是在新型推进剂组分、     

固体火箭发动机燃烧室界面脱粘的声振检测

为实现战术固体火箭发动机绝热层／推进剂界面分离型脱粘的检测，针对超声谐振法进行了理论分析与检测试验，通过对试验结果的分析，确证了采用该方法能够实现绝热层／推进剂界面分离型脱粘的检测，并对这一方法中影响检测结果的因素进行了讨论，提出了完善检测方法的建议。     

有限平面波叠加模拟中低频混响声场的方法

针对航天器中低频声振预示中的混响声场载荷建模问题,提出在平面波中引入随机相位,通过有限平面波叠加的方法模拟混响声场载荷;并基于理论推导和数值分析研究该载荷模型的空间相关性特征及有限平面波数目的确定方法;最后基于理论分析和某太阳电池阵噪声试验数据对该建模方法的收敛性和合理性进行验证,表明其能够准确描述混响载荷的空间相关性和复杂几何特征引起的声学遮挡效应,满足航天工程应用的精度要求。     

轮胎刚度特性对大型民机前起落架摆振影响研究

轮胎刚度作为轮胎动力学模型的重要参数之一,研究其对大型民机前起落架摆振的影响规律,可以从前起落架防摆设计的角度为轮胎刚度设计提供参考依据。基于前起落架摆振非线性数学模型,使用Matlab/Matcont 软件计算不同轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度下的摆振区域图;研究轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度对前起落架摆振的影响规律,并对比二者对前起落架摆振影响的敏感度。结果表明：对前起落架摆振影响的敏感性,轮胎扭转刚度大于轮胎侧弯刚度;轮胎回正力矩系数每减小1%,扭转摆振最大临界阻尼减小0.88%,侧向摆振中速区最小临界减摆阻尼增大33.87%;减小轮胎扭转刚度,增大轮胎侧弯刚度有利于抑制大型民机前起落架摆振。     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求,开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置,实现了气瓶过载力的等效模拟;通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析,验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性,提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法;针对3个重点结构部段提出各自的试验条件,并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境,避免产品过试验,达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

火箭整流罩声振环境缩比特性研究

针对火箭整流罩全尺寸声振环境试验过程中难度大、成本高的问题,通过量纲分析的方法建立了缩比模型的相似准则,研究并获得了缩比模型与原模型之间内部声场、壁面振动加速度的关系,并使用声学有限元方法(FEM)进行了仿真计算。仿真结果表明,缩比模型与原模型场点处声压级相吻合,壁面振动加速度成一定的比例关系,符合缩比准则结果。该方法为火箭整流罩的声振环境预示和试验提供了理论依据。     

星载晶振短稳对导航增强系统PPP精度的影响分析

分析星载恒温晶振（Oven Controlled Crystal Oscillator,OCXO）短稳对导航增强系统精密单点定位（Precise Point Positioning,PPP）精度的影响。本文首先介绍了OCXO短期频率稳定度的概念,然后根据其短稳特性进行噪声反演,最后建立了基于OCXO短稳噪声反演的系统PPP定位模型,将短稳量级不同的OCXO反演噪声引入模型并对系统最终PPP定位精度进行分析比较。实验表明：在无控制段调校星上时频的情况下,选用短稳量级为E-13的OCXO在中长观测时间段内（<1 000 s）可满足系统厘米级的定位需求。该分析可为低轨导航增强系统的时频指标设计提供一定参考。     

混响载荷的建模方法及其空间相关性影响研究

针对航天器混响声场中的声振预示问题,提出了一种满足声场载荷空间相关性的混响载荷建模方法,该方法能够简化声振分析的建模过程,提高分析效率。首先基于波动理论给出了混响载荷空间相关性的理论模型;随后结合工程需求,提出了基于Rayleigh积分和互易关系的混响载荷建模方法,并从理论上证明其满足混响载荷的空间相关性理论模型;最后采用典型算例对建模方法的正确性进行了验证,并研究了声场载荷空间相关性对声振预示结果的影响。     

挠性航天器滑模变结构控制及抖振抑制研究

针对挠性航天器姿态滑模变结构控制中存在的抖振问题,提出了一种改进的滑模变结构控制律.在滑模“边界层”法的基础上,用更为光滑的“反正切”函数替代饱和函数,以抑制抖振.在滑模控制器的到达运动控制律中引入滞后因子以减小机动初始时刻控制所需的最大控制力矩,避免由此引起的挠性附件振动.仿真结果表明,所设计的改进滑模变结构控制律不仅能够有效抑制抖振,而且对航天器自身参数摄动具有良好的鲁棒性.     

三角形耦合本振阵列天线波束形成技术

以对称三角形耦合振荡器阵列为本振阵列,分析了耦合本振振荡器的相位控制原理,推导了耦合本振稳定同步形成均匀的平面相位分布,且反对称地调节边界单元的自由振荡频率,可改变本振信号的线性相位分布,确定了加权矢量,得出波束形成方向图,并通过仿真验证了三角形耦合本振阵列天线阵接收波束形成的可行性。