靶试用自卫式干扰机主要战技性能论证

从使用角度分析了靶试干扰机的特点。通过实例说明采用自卫式战术手段时，干扰掩护空域、干扰空间能量及干扰机发射功率、天线波束宽度的论证步骤与计算方法。给出了开关机、工作时间、可靠性、环境条件等参数值要求，并提出决策战技性能时应考虑的问题。     

利用GPS进行角速度确定的研究

提出了一种利用GPS进行载体角速度测量的方法 ,建立了测量数学模型 ,并进行了计算机仿真 ,仿真结果表明 ,该方案可以得到较为满意的结果     

惩罚性赔偿与精神损害赔偿的"惩罚性"

征罚性赔偿与精神损害赔偿具有密切的立法关联，但二者的独特功能和不同的适用领域也是显见的。“惩罚性”虽然只是精神损害赔偿的附带功能，但却是精神损害赔偿与惩罚性赔偿得以互补的中介。精神损害赔偿和惩罚性赔偿制度的协调互补应当引起民事立法和学术研究的重视。     

浅谈E-Portfolio在专业英语听力教学中的应用

网络的发展和普及为外语专业教学手段的改革提供了广阔的前景。本文分析了英语专业听力课的现状,阐述了电子档案袋的理论依据,探讨了其应用,指出了存在的问题和解决方案。     

火星降落伞的结构设计与初步性能试验研究

文章综述了目前美国、俄罗斯和欧空局研制的火星降落伞中盘缝带伞的发展情况.在参考已有盘缝带伞结构设计的基础上,通过改变结构设计参数,设计出4种不同结构形式的盘缝带伞,并完成了高塔投放和低速风洞等初步性能试验.根据试验结果,对伞型的带宽比及透气量与阻力系数及稳定性之间的关系进行了讨论;最终得出带宽比、透气量大的盘缝带伞稳定...     

载人登月返回再入有关问题初步研究

载人登月返回再入涉及到三体问题,且与近地轨道返回再入相比速度更大.因此再入方式的选择和再入弹道的设计涉及到飞行器的方案和再入返回的安全.通过对不同返回再入方式的对比分析,认为跳跃式再入是优选方案.再入点选择、再入过载、升阻比、再入航程、再入轨道倾角都是返回再入方案设计中需要考虑的问题,需结合工程实际进行深化论证,文章提...     

舰载机返航着舰的关键点和关键要素的分解与分析

提出了一种舰载机返航着舰过程的关键点和关键要素的分析方法,将整个返航着舰过程细划为若干关键点或关键区的组合,分析关键点处各关键要素的参考值或安全范围.针对不同着舰环境和不同引导方式,对舰载固定翼飞机返航着舰的复杂过程进行了分类分析,提出关键点和关键要素的选取原则与方法.最后给出了算例舰载机返航着舰中关键点组合实例,以及...     

基于光学导引的无人机自动着陆控制系统设计

针对目前无人机采用的某些着陆导引方式存在的覆盖面积小、易受干扰等缺点,设计了基于光学导引系统的无人机自动着陆控制系统.建立了某型无人机的纵向和横侧向的线性方程,结合光学导引系统的性能指标提出了光学导引自动着陆系统的总体结构,设计了理想下滑轨迹和自动着陆控制律方案,将光学导引系统和自动着陆控制系统结合在一起,运用经典PI...     

近距-1协议在星间测距中的应用

针对近距航天器测距的需要,将CCSDS(空间数据系统咨询委员会)近距-1协议的定时业务与微波双向单程测距法相结合进行测距。该法以直序扩频技术来获得高精度传输帧ASM(附属同步标识)最后1位下降沿的时刻,并以时间码形式,通过帧数据域在测距星之间相互对传,综合考虑协议给出的信号物理特性,对所给出的方法进行了误差分析。分析表明,航天器之间距离不远,相对速度不大时,该法具有较高精度,且与数据通信共用1套设备,降低了成本。     

Modeling and identification of an electro-mechanical system: The LISA grabbing positioning and release mechanism case

In the frame of space missions, mechanisms often constitute critical systems whose functionality and performance need to be tested on ground before the mission launch. The LISA scientific space mission will detect gravitational waves by measuring the relative displacement of pairs of free-floating test masses set into geodesic motion onboard of three spacecrafts. Inside each satellite, the injection of the test masses from the caged configuration into the geodesic trajectory will be performed by the grabbing positioning and release mechanism. To provide a successful injection, the test masses must be dynamically released with a minimal residual velocity against adhesion with the holding device. A parameter that determines the test mass residual velocity is the quickness of the retraction of the holding device. The need arises then to characterize the dynamic response of the release mechanism in order to predict its behaviour in the in-flight conditions. Once a validated model of the mechanism is available, the compliance of the system to the tight requirement on the maximum allowed residual velocity of the test mass may be verified. Starting from an electro-mechanical model of the mechanism dynamics, this paper presents the results of the experimental identification of its relevant parameters.