图像导引头最大跟踪角速度的确定

为合理地确定图像导引头的最大跟踪角速度 ,针对坦克和直升机两种目标 ,利用比例导引法中视线角速度和导弹法向过载之间的关系 ,提出了图像导引头最大跟踪角速度指标的确定方法。所确定的指标明显低于常见的空 -空弹点源信号导引头的最大跟踪角速度。该方法既满足了攻击坦克顶部装甲和武装直升机的需要 ,又避免了因指标过高而造成的浪费     

低轨卫星多波束接收的多普勒频移统计特性及应用

为确定低轨卫星多波束接收的多普勒频移特性,通过建立“多点对点”分析模型,推导了等多普勒频移曲线的解析表达式,并仿真给出了该特性曲线。得出了确定卫星各波束多普勒频移统计特性的一般步骤,并结合常见的多波束赋形设计,归纳了各波束的多普勒频移分布特性。作为应用举例,提出了多波束多通道各捕获模块差异化设计和双曲线形式波束赋形的设计思想,对星上再生处理多波束多通道接收机降低复杂度有明显的益处。     

放电电压和屏栅电压对离子推力器性能的影响

利用试验和数值模拟相结合的方法研究6 cm Kaufman离子推力器放电电压和屏栅电压的变化对其工作性能的影响。试验中,离子推力器使用氩气作为推进剂,测量了多组不同工况下的性能参数。此外,基于Goebel的理论模型模拟了放电电压对束流电流和推进剂利用率的影响;采用单元内粒子 蒙特卡罗碰撞（PIC-MCC方法模拟屏栅电压对束流电流、推进剂利用率和加速栅极电流的影响。试验和数值模拟结果一致,发现当放电电压逐渐增大时,引出的束流电流和推进剂利用率先增加然后趋于稳定;当屏栅电压逐渐增大时,引出的束流电流和推进剂利用率先增加然后趋于稳定,加速栅极电流先减小后趋于稳定。研究可以为提高多模式离子推力器的性能提供参考。     

基于DS证据理论的航天设备寿命预测方法

以动量轮为研究对象,提出一种基于D S证据理论和Bayes理论的信息融合及寿命预测方法。首先,挖掘多个寿命信息源的内、外部信息作为Bayes多源验前信息,并构建证据集合;其次,利用合成规则对证据集合进行合成,得到合理的验前融合权重的分配结果;然后,利用Bayes方法求解寿命参数的融合验后分布,并计算寿命参数的估计值;最后,根据参数估计值预测设备的剩余寿命。仿真结果表明,基于多源寿命信息融合的预测结果与单一来源的寿命预测结果相比,更加接近于设备的真实寿命信息。     

非轴对称端壁叶栅内部流场特性的实验

摘要：通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的叶栅流道在设计工况和变工况下的流场参数进行了测量。实验结果表明：不同来流条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响也呈现出一些新特点。由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着马赫数的降低而减小。     

一种基于多目标决策的超音速民机方案评价方法

以旅客对于超音速民机的需求为出发点,结合人机环境工程中的人体疲劳概念,采用一种基于多目标决策的超音速民机方案评价方法,对超音速民机方案进行评价。将旅客对于旅行快速性、舒适性和经济性方面的要求作为建模的基本属性,建立旅客出行时对于飞机机型选择的多目标决策模型,从市场需求的角度来论证超音速民机方案的可行性。阐述了该可行性方案研究方法的实现原理及建模步骤,并将方法用于新一代超音速民机的初步方案评价中。     

地面等待模型中的旅客延误时间成本分析与仿真

针对多机场地面等待问题MAGHP(Multi Airport Ground Holding Problem),深入研究了影响旅客延误时间的因素,并将其应用于数学模型中目标函数的计算。将航班延误时间转化为旅客延误时间,提出了一个在航班取消情况下减少旅客延误的新方法,并与多机场地面等待模型进行了比较,仿真结果表明,可以大幅度减少旅客延误时间。     

面向全电推进卫星的霍尔推进技术

不同空间任务和约束条件对霍尔推力器提出了多模式工作的需求,通过对全电推进卫星对推进器的需求分析,论述霍尔推力器多模式工作涉及的关键技术.分析表明,高比冲模式下工质充分电离、推力器热负荷、羽流聚焦是技术瓶颈问题,多模式宽范围工作的阴极设计技术、多环/成组技术是霍尔推力器发展的重要研究方向,多模式霍尔推力器未来的发展需要在模式连续可调、大总冲和高比冲方向取得技术性突破.     

基于拜占庭容错体系构架的航天器控制系统测试性设计与分析

摘要： 飞行控制系统作为航天飞行器的关键机载系统,其运行情况直接关系到飞行任务的成败.通过良好的测试性设计,可以提高系统的可靠性和安全性,减少维修人力及其他保障资源,降低寿命周期费用.对拜占庭容错体系结构的航天器控制系统和分层多信号流图模型的测试性设计和建模方法进行了详细的叙述,并对基于拜占庭容错体系结构的航天器控制系统进行了测试性建模,通过测试性建模和分析系统（TMAS软件）验证控制系统测试性设计的正确性和有效性.     

复杂薄壁零件板多级充液成形及过程数值模拟

板充液成形已被证明是制造复杂零件一种有效的方法.采用板多级充液成形方法对难成形复杂薄壁结构的飞行器零件进行了研究,利用有限元数值模拟的方法,分析了预成形凸模形状、预成形深度,以及液室压力等关键工艺参数对成形的影响.对成形中出现的诸如破裂、起皱等失效形式进行了探讨,给出了终成形时实现成功成形的最高液室压力区域范围.提出了控制成形质量的措施,优化了工艺参数,并根据数值模拟的结果进行了试验验证.结果表明,模拟结果和试验结果达到了较好的一致.