一种红外玫瑰扫描亚图像分辨率提升算法

根据某导引头玫瑰扫描的原理与特性,提出了一种基于现有导引头硬件架构提升红外玫瑰线扫描亚图像分辨率的方法。利用瞬时视场间的相互覆盖关系,通过集合去交(ADI)算法有效去除冗余信息,确立目标更精确的位置,综合运用多帧亚图像数据积累与补充,实现对红外玫瑰扫描亚图像数据的超分辨率处理。研究表明:该算法能提高目标的识别精度,便于有效区分视场中的多个目标,利于增强导引头目标识别精度和抗红外干扰性能。     

二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04～1.25的进气道在来流马赫数Ma₀为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2～2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明：(1)当Ma₀=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?_b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?_b<1时,ζ随着?_b的增加而减小;当?_b> 1时,ζ随着?_b的增加而增加。     

基于伪谱反馈控制的亚轨道返回在线轨道重构方法

亚轨道飞行器任务目标的多样化对制导控制系统的智能性、鲁棒性提出了更高的要求。本文基于伪谱最优反馈控制理论并根据飞行器当前飞行状态和终端约束,使用Legendre伪谱法在线进行轨道重构,生成满足法向过载、动压和热流等轨道约束的最优返回轨迹,并实时反馈更新迎角和倾斜角制导指令。在线轨道重构使用引入迎角和倾斜角的变化率作为虚拟控制的动力学方程以保证制导指令的光滑性,并采取一系列实时性保证策略。阵风干扰下的亚轨道返回飞行仿真表明该轨道重构算法鲁棒性很强,可以满足闭环反馈更新时间要求,并且迎角和倾斜角不会出现增加控制难度的剧烈抖动现象。     

20年磨一“箭”,俄罗斯“安加拉”首次成功试飞

＂安加拉＂火箭是苏联解体后由俄罗斯单独研制的首个商业发射用途的火箭,其命名也是源自于西伯利亚东南部的安加拉河。2014年7月9日,安加拉-1.2（Angara-1.2PP,PP代表首次发射）运载火箭在普列谢茨克发射场（Plesetsk Cosmodrome）成功发射升空。约4min后,火箭第一级分离,落入伯朝拉海域,随后第二级点火分离、整流罩脱离。发射21min后第二级火箭落入堪察加半岛上的指定区域,试射成功。此次试射中仅进行第一级火箭试验,其第二级火箭和载荷均为配重,火箭仅进行亚轨道飞行。安加拉-1.2的成功试验飞行为未来＂安加拉＂系列火箭启动运行铺平道路,＂安加拉＂火箭或将成为俄罗斯未来的主力运载火箭。     

拓新研制思路的先行者——记高分-2卫星相机产品化研制之路

高分-2卫星工程是国家高分辨率对地观测系统重大专项中首批启动立项的重要项目之一,目标是与其他中、低分辨率地面覆盖观测手段结合,形成时空协调、全天候、全天时的对地观测系统,使我国掌握信息资源自主权,因此具有重大战略意义。由两台分辨率为1m全色/4m多光谱组合而成的相机是高分-2的＂眼睛＂,是现今我国焦距最长、分辨率最高的民用航天遥感相机,也是国际上同等分辨率幅宽最大的遥感相机,标志着我国民用航天遥感正式跨入＂亚米级＂时代。在研制过程中,突破了大口径超长焦距光学系统水平重力卸载装校、海量数据处理等一系列高分辨率相机研制难关。     

亚毫米级弹丸光电探测技术

本文在片光遮挡式弹丸探测技术基础上发展了光电阵列探测亚毫米级弹丸技术,论述了光电阵列探测亚毫米弹丸的技术原理,详细介绍了光电阵列探测系统的探测光路和探测电路设计方案,研制了光电阵列探测系统的动态试验验证装置。在超高速碰撞靶上开展了动态验证试验,试验结果表明,采用光电阵列探测技术,大幅提高了弹丸信号的信噪比,能够可靠探测直径为0.6mm 的高速弹丸,通过分析表明该技术能可靠应用于直径为0.1mm高速弹丸的探测。     

亚轨道飞行器发动机故障下配平能力分析

为了分析亚轨道飞行器发动机故障下配平能力,将配平能力问题转换为线性等式/不等式混合方程组相容性判定问题。提出了将基于顶点投影法的相容性判定方法用于配平能力分析,验证了方法的准确性与计算效率。在故障下配平能力分析的总体框架下,分别对不同故障模式下故障发生时刻、整个空域配平能力进行分析,给出了配平能力不足时的应急策略。仿真结果表明,该方法能够快速地计算故障下不可配平区域、分析配平能力对可飞区域的影响,对故障后任务中止策略、任务中止轨迹优化等研究具有重要的参考价值。     

液体冲压发动机燃油充填过程仿真研究

为了研究液体冲压发动机在起动期间燃油的动态充填过程,利用AMESim仿真软件对冲压发动机燃油调节控制系统进行了建模仿真.建立了空气涡轮、离心泵、燃油调节器、燃油控制器、膜片阀及充填管路的仿真模型.基于该模型对冲压发动机点火起动时的燃油充填过程进行了仿真计算,分析了不同膜片阀破裂散差情况下冲压发动机充填过程的差异.结果表明,在给定涡轮入口压力条件下,当燃烧室各供油路膜片阀破裂散差过大时,会造成破裂压差大的膜片阀所在的管路无法实现可靠充填,从而影响发动机的点火起动过程和正常工作.     

高超声速风洞颤振试验技术研究

为实现在高超声速风洞中开展颤振试验研究,设计了高超声速风洞颤振试验装置和模型保护机构。风洞试验表明该试验装置可用于开展高超声速风洞颤振试验研究,支撑方式可避免风洞及其他机构对模型的频率干扰;保护机构在高动压情况下可正常工作,达到模型保护效果。试验验证了高超声速风洞固定马赫数阶梯变动压和连续变动压两种风洞开车方式。为验证高超声速风洞颤振试验技术,对平板翼进行了高超风洞颤振试验,试验马赫数为5.0和6.0。试验采用随机子空间法(SSI)辨识结构模态参数,采用 Zimmerman-Weissenburger 方法预测颤振临界动压,其颤振预测动压比采用活塞理论计算值高12.7%。试验表明目前采用的高超声速风洞颤振试验技术可用于开展高超声速风洞颤振试验研究。     

印试飞新火箭,兼试飞船再入特性

<正>印度"静地卫星运载器"(GSLV)3型火箭2014年12月18日在斯里哈里科塔岛的萨迪什·达万航天中心进行了首次亚轨道试飞。这是继年初采用国产低温上面级的GSLV-2型火箭首次发射成功和该国首个火星探测器9月份成功抵达火星后印度2014年在航天领域取得的又一项重要成就。本次飞行主要任务是对火箭上升飞行过程中的气动特性和安定性进行试验。箭上携带