萤火一号火星探测器深空小型无线发射机技术

对萤火一号(YH-1)火星探测器深空小型无线发射机技术进行了研究.在系统设计中分析了X波段发射机的工作模式,选择适应的通信信道,采用一体化、轻小型化技术.关键性能测试结果表明:X波段发射机各项性能参数符合要求,工作稳定,可用于地面开展甚长基线干涉(VLBI)验证试验.     

一种星上微振动引起像移量的测量方法

基于多色CCD各谱段分时成像的特点,提出一种高分辨率光学遥感卫星星上微振动引起像移量的测量方法。该方法依据多色CCD不同时刻获取地面同一景物的不同谱段图像间的匹配像移量差异,确定星上微振动引起的像移量。研究实例证明了文章提出方法的可行性,结果表明,频率越低,微振动引起的像移量越大,因此,应对高分辨率光学遥感卫星的微振动,尤其是低频部分进行有效抑制。     

一种弹载超宽带共形天线

介绍了一种可以用于弹载被动制导系统的、可以减小空间占用面积的超宽带共形对数周期折合槽天线。给出了单个天线的仿真和实测结果,以及这种天线安装于共形平台上的测试结果。该型天线采用了共面波导馈电方法,具有抗振动、抗冲击、短时耐高温等特性。此外该型天线还具有低剖面、易于安装于大型金属表面等特点。     

合成孔径雷达子孔径数据改进ECS成像算法

ECS算法中的方位CS操作会产生大量补零问题,影响成像实时性。本文提出一种改进ECS算法,在补偿方位向高次相位后,不进行调频斜率调整,采用变标傅立叶变换校正方位向输出间隔随距离变化的扇形畸变,克服了ECS算法需要大量补零的不足,仿真验证了算法的有效性。     

分布式小卫星SAR系统GMTI模式构形优化

对分布式小卫星SAR系统地面动目标检测GMTI模式的研究目前正处于广泛探索阶段。如何评价一个分布式卫星系统的GMTI能力，编队构形对GMTI到底有怎样的影响，怎样设计编队使系统GMTI能力最强等问题是文章讨论的内容。从盲速比例的角度出发，提出对系统的GMTI功能进行衡量的定量指标，分析编队构形方式对该指标的具体影响，寻找GMTI模式下可能的编队优化方法。     

对合成孔径雷达的步进移频干扰

为了使压制干扰获得更多的SAR匹配处理增益,从而进一步降低干扰功率,提出了一种脉内脉间二维部分相干干扰：步进移频干扰。该干扰在保留信号脉内脉间相位特性的同时,让干扰载频在脉间步进递增或递减变化,人为产生距离向和方位向的耦合效应。理论分析和仿真实验表明,该干扰可同时获得SAR在距离向和方位向的部分匹配处理增益,因而降低了干扰功率需求。此外,该干扰的SAR成像输出为一个干扰区域,无需复杂的复合调制即可作为压制干扰掩护分布式目标,干扰实施简单,是一种有效的SAR压制干扰方式。
     

固液混合推进石蜡燃料的性质及燃烧性能研究

石蜡燃料具有高退移速率和低成本的特性,是理想的固液混合推进剂燃料。为了研究不同石蜡燃料的性质对燃烧性能的影响规律,针对54#,58#,62#和66#4种粗晶石蜡和58#,60#,70#和90#4种微晶石蜡开展了粘度分析和TG-DSC热分析,并利用高速摄影法测试了8种石蜡在氧气流中的燃烧性能。研究结果表明:8种石蜡燃料的退移速率与氧气质量密流之间均满足幂函数关系,幂函数系数分别为0.0521±0.0012,0.0479±0.0008,0.0444±0.0010,0.0394±0.0007,0.0459±0.0009,0.0411±0.0008,0.0385±0.0011和0.0247±0.0007。石蜡的燃烧特性受粘度和熔点的影响很大,熔点越高,其退移速率越低;石蜡熔化液体的粘度越低,其退移速率越高。8种石蜡燃料的平均退移速率分别比HTPB燃料的退移速率高196%,171%,159%,141%,156%,146%,125%和48%。     

空空导弹惯性开关中圆周磁场对导弹性能的影响

为了提高空空导弹的作战效能和可靠性,由弹载电源向开关电路进行大电流放电,可提高惯性开关中圆柱电极上周磁场的强度,增强抵抗磁钢对钢珠反向作用力的能力,当导弹撞击目标过载较小时,使惯性开关的导通时间也能够满足触发电路工作需要,因此,导弹遇目标不炸的故障概率可得到下降。     

基于海上无人值守的靶载终端结构系统研究

针对海洋恶劣环境,研究了一种适用于无人值守的靶载终端结构系统。通过建立靶载终端散热数学模型得到上下插齿式最优散热结构,提出了一种基于高度差的双层回旋式密封结构及方法。分析了靶载终端呼吸效应的产生机理及解决措施,研制了抗随机波载及抗冲击能力的缓冲振动平台,并且通过密封及振动冲击试验验证了靶载终端结构系统的可行性和准确性。为恶劣海洋环境下无人值守的靶载终端提供有力的技术保障,提高我国武器靶载终端作战水平。     

横向过载下固体火箭发动机内弹道特性研究

导弹在高空中作机动飞行时易出现内弹道异常现象,严重时可能导致飞行任务失败。为了了解横向过载对固体火箭发动机内弹道性能的影响,对飞行过载下发动机内弹道性能进行更好地预示,建立了一种非均匀燃面退移离散坐标求解方法。从简单的内孔燃烧管型装药到常用的复杂星孔药型,利用离散坐标求解方法模拟横向过载下推进剂的燃面退移,得出了不同过载下的燃面退移规律,计算了燃面面积的变化情况;同时,将不同微元处的面积和燃速相对应,预示了横向过载下发动机的内弹道特性。结果表明,横向过载导致推进剂燃烧发生偏心,燃烧室压强提高,绝热层提前暴露。100g横向过载下,燃烧室压强增加4%,压强峰值出现时间0.4 s,绝热层暴露时间增加1.6 s;星孔药型燃面的下降段数等于星角数N/2+1。分析了横向过载对燃面退移及发动机内弹特性的影响,对发动机设计具有指导意义。