用匹配膜片改善横电磁波传输室的驻波

主要介绍在横电磁波传输室中加入匹配膜片降低驻波的原理和方法,并以长宽高为3m×1.5m×1.5m的传输室为例,给出加入匹配膜片前后测量结果的比较。在180MHz工作频率范围内,最大驻波由1.198降低到1.088。由低驻波的横电磁波传输室组成的测试系统只用一个单定向耦合器和一台功率计即可精确计算出高频场强值。     

复杂电子系统抗核电磁脉冲设计的拓朴图法

本文针对复杂电子系统抗核电磁脉冲设计中所面临的系统结构因素和电路复杂难于进行分析的困难,提出了先将系统划分为若干个简单问题,用现有的理论加以分析,建立传输函数,再利用拓扑图论的点边关联矩阵,将简单问题综合为复杂系统响应的一种便于进行计算机辅助分析,且适用于复杂电子系统抗核电磁脉冲设计的有效方法。     

三维机身机翼一体化雷达截面的复射线分析

本文把入射平面波用三维复射线展开，利用复射线近轴近似原理，计算并叠加每个复波束经三维机身机翼一体化的多次反射后而产生的远场散射贡献，从而可以方便地求得目标的雷达截面（ＲＣＳ）。本文还对计算实例作了实验验证。     

航天器单机级环境可靠性试验

航天器电子设备是由一台台单机组成,单机的可靠性与航天器系统可靠性有更为直接的关系。为此,应把重点放在解决单机可靠性问题。航天器单机可靠性试验方法主要是“试验-改进-再试验”模式；试验体系分为试验条件制定、试验和故障分析；建立一系列环境可靠性试验平台,进行单机产品环境可靠性试验方法研究；为将来进行单机环境可靠性试验提供建议。     

机动飞行器再入的变结构导引控制

本文针对机动飞行器在再入阶段的制导问题提出了一种变结构的闭环导引控制方案.仿真计算结果表明,这种控制方法对于飞行器各种参数的变化具有较好的鲁棒性.     

细长体双自旋卫星消旋主动章动控制动力学解耦的系统仿真

细长体双自旋卫星自旋部分的能量耗散会导致卫星章动运动的发散。利用消旋体的惯性积在动力学上的耦合作用,使消旋电机的轴向力矩通过耦合,产生横向力矩来阻尼章动,称之为消旋主动章动控制（ＤＡＮＣ）［１］。本文提出一种利用动力学解耦的仿真方案,用单轴平台进行细长体双自旋卫星消旋和章动控制的系统试验,验证了系统的可行性。     

柔性多体航天器单向递推组集建模方法

本文提出一种面向计算机建立柔性多体航天器动力学方程的新方法，其特点是完成运动学正向递推同时实现动力学方程的组集。这种方法不仅可提高航天器、空间机械臂动力学仿真的计算效率，而且可有效地克服数值积分病态的困难。文末一个空间四杆柔性机械臂的算例验证了这种建模方法的上述优点。     

细长型双自旋静止卫星测控仿真

本文介绍了在计算机上进行细长型双自旋卫星姿态、轨道和重要遥测参数仿真的原理和方案。该方案考虑了卫星章动运动对姿态的影响，根据实时性和精度的要求，模拟卫星实际测控过程，对各种遥测量进行了仿真。基于该方案的仿真程序通过了星地大回路演练的检验，达到了预期的要求和目的。     

带挠性附件的航天器系统动力学特性研究

本文研究了带挠性附件的航天器系统动力学特性。带挠性附件的航天器系统建模为刚性主体带挠性附件（挠性附件的末端带有刚性质量），根据拟坐标下的Ｌａｇｒａｎｇｅ定理建立了主刚体姿态运动与挠性附件振动相互耦合的动力学状态方程。针对一类带挠性附件的航天器系统编制了有关计算软件，利用该软件以ＳＣＯＬＥ模型（ＳＣＯＬＥ是ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＣｏｎｔｒｏｌＬａｂｏｒａｔｏ－ｒｙＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔ的缩写，其系统构形可参见文献［２］［３］）为例进行动力学分析，我们得到了与ＮＡＳＡ有关报告几乎完全一样的结果。本项研究为一类带挠性附件的航天器控制系统设计提供了一种合适的动力学理论模型。     

孔缝对导弹电子设备机箱电磁屏蔽效能的影响

电子设备电磁屏蔽效能的好坏直接影响着导弹武器系统的电磁兼容性能,而其机箱上的孔缝造成的电磁泄漏是一个不容忽视的问题.针对这个问题,本文运用FDTD分析计算软件EZ-FDTD进行FDTD建模,分析计算了孔缝形状、数量、大小及排列对电子设备电磁屏蔽效能的影响,提出了具体的改进措施.并对某型导弹的电子设备机箱进行了电磁屏蔽设计,使其屏蔽效能提高了26dB,验证了本文电磁屏蔽设计方法的有效性.