The present status of the Japanese Penetrator Mission: LUNAR-A

The scientific objective of the LUNAR-A Japanese Penetrator Mission is to explore the lunar interior by seismic and heat-flow experiments. Two penetrators containing two-component seismometer and heat-flow probes will be deployed from a spacecraft onto the lunar surface, one on the nearside and the other on the farside of the moon. The data obtained by the penetrators will be transmitted to the ground station by way of the LUNAR-A mother spacecraft orbiting at an altitude of about 200 km. The seismic observations are expected to provide key data on the size of the lunar core, as well as data on the deep mantle structure. The heat-flow measurements at two different sites will also provide important data on the thermal structure and bulk concentrations of heat-generating elements in the Moon. These data will provide much stronger geophysical constraints on the origin and evolution of the Moon than has ever been obtained. The LUNAR-A mission was supposed to be launched in 2004. However, a malfunction of spacecraft subsystem and technical issues for penetrator system occurred during the course of the qualification level test. Therefore, further improvements and some modifications were considered to be required for reliability and robustness. The development of the mother spacecraft was temporarily suspended, while we have put a three-year program into effect to solve the penetrator technology issues.     

一种多级火箭飞行方案设计的工程方法

提出了一种进行单级和多级火箭飞行方案设计的一般方法。这是一种基于微积分变分原理的工程方法。其目的是根据给定导弹的攻角方案设计其俯仰角方案。最大攻角的优化根据给定的初始设计值采用正交法进行。该方法可以快速地进行多级火箭的飞行方案设计。     

MD-GBR雷达对弹道导弹目标识别

以评估美国国家导弹防御(NMD)系统雷达识别能力为背景,分析了空间目标典型特征和中段弹道导弹目标特性,提出了地基雷达识别弹道导弹目标的技术途径.根据弹道导弹目标群在飞行中段表现出的特性,提出了涉及目标结构特性、姿态特性以及极化特性的综合识别策略,并初步分析了各种识别措施的可行性.     

美军机载导弹防御武器发展现状研究及启示

从美国网络中心机载防御单元(NCADE)的需求背景入手,分析了其技术方案和作战特点,就发展助推段/上升段机载导弹防御武器的必要性、发展思路、关键技术等进行了分析,提出了利用成熟空空导弹派生机载导弹防御武器的初步解决方案。     

智能滑模变结构制导律

基于零化反导导弹的脱靶量,用变结构控制理论和非线性运动学方程推导了一种能适应目标作大机动的滑模变结构制导律。设计了一种新颖的模糊逻辑控制器,通过嵌入专家经验,实现了导引律系数的智能改变,建立了目标作螺旋机动的数学模型。末制导仿真结果表明：智能滑模变结构制导律在拦截三维螺旋机动目标时具有响应快速性,视线角速率和脱靶量较小,对高速大机动目标有较好的拦截效果。     

弹道导弹弹道设计的一种快速迭代方法

提供了弹道导弹弹道设计的一种快速迭代方法和模型。这种方法与惯用迭代方法相比,其优点是将落地点射程偏差和方位角偏差的二元迭代分解成两个一元迭代,这样不仅可大大提高弹道迭代的收敛速度,而且可以满足任何需求的迭代精度指标。大量仿真结果验证了这种方法的有效性。     

200m自由飞弹道靶升级改造

200m自由飞弹道靶是国内唯一一座具备开展气动力、气动物理、材料抗粒子云侵蚀及超高速碰撞等地面试验研究的综合性弹道靶设备。为满足高超声速飞行器发展的进一步需求,2009年起气动中心对200m 自由飞弹道靶进行了升级改造,升级设备包括发射器系统、靶室/真空系统、测控系统、模型姿态测量系统等。改造后的发射器系统将新增203mm和120mm口径二级轻气炮,具备0．5～30kg模型发射速度0．3～5km/s 的发射能力;靶室由原来的Ф1．5m洞体升级至Ф3m洞体,同时配备新的真空设备,实现0～80km高度模拟;测控系统将扩大测试视场以满足大模型测控需要;模型姿态测量系统除阴/纹影照相系统外,还将新增双目前光成像定位系统、脉冲X射线成像测量系统等测试设备。改造后的200m自由飞弹道靶将成为大中小口径发射器配套齐全,兼具气动力特性、材料抗粒子云侵蚀、高速/超高速碰撞等试验能力的综合性弹道靶设备。     

基于原-对偶内点算法的电力系统无功优化

原-对偶内点算法很好的继承了牛顿法的优点,并能将函数性约束和变量性约束一并处理。应用该方法求解电力系统无功优化问题时能有效处理目标函数中的大量不等式约束。IEEE 14节点节点系统的仿真结果表明,该算法收敛快、鲁棒性好。     

一种应用于弹道导弹控制的朗伯特导引方法

介绍了一种用于与弹道目标会合的三自由度拦截弹仿真,其导引方法可以使拦截弹与弹道目标的位置和速度相匹配,在会合后能够跟随目标运动。该方法采用朗伯特导引,控制在主动段飞行的导弹,使它的弹道与弹道目标的弹道重合。在与弹道目标会合之前,预先设定了一个短暂的末修段,以使拦截弹的速度与弹道目标的速度相匹配。     

变深度水下发射系统内弹道实验研究

利用变深度水下发射模拟实验装置开展了变发射深度和发射速度条件下导弹发射系统内弹道研究。建立了描述缩比模型弹在发射筒内运动规律的简化模型,并提出了基于实验结果的运动方程求解方法。通过实验结果分析获得了模型弹的运动摩擦系数和发射速度,并利用高速摄影测量结果对获得的发射速度进行了验证。建立了运动摩擦系数和发射速度的数值拟合关系。结果表明,运动摩擦系数与发射速度呈反向变化规律,并且存在影响运动摩擦系数变化速率的临界发射速度,当发射速度小于临界值时运动摩擦系数变化剧烈,发射速度临界值为18～20 m/s。