单片机在导弹绝缘电阻测试中的应用

介绍了单片机在导弹绝缘电阻测试中的应用。阐述了单片机智能测试系统的组成 ,以及采用该系统运用矩阵思想和综合比较法测试绝缘电阻的原理 ,给出了采用PL/M高级语言进行程序设计的流程。     

长河二号信号的准TOC及其时差改正

对于目前无TOC时刻的长河二号导航信号 ,提出如何自定义准TOC时刻、计算TOC历表 ,测定准TOC时刻导航信号参考脉冲与UTC整秒间的时刻差 ;以便在GPS技术测量长河二号地波传播时延、推求大地电导率的实验研究中应用。其思路和方法可供长波定时用户利用长河二号导航信号进行“长河二号与BPL”或“长河二号与GPS”组合定时应用参考。     

超声速下颔式进气道/前机身一体化方案设计

为了改善飞机的作战效能，使飞机能安装大功率的雷达，对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内有三波系外压缩下颔形式，将下颌式进气道与前机身进行一体化设计，并设计进气道唇口前掠倾斜，解决了雷达与进气道的相互干扰，对进气道的性能参数进行分析计算与原型机进行对比，在性能满足要求的情况下，增加了机头空间，提高了飞机的作战能力，其唇口设计对飞机隐身也有利。     

混压式进气道与弹体一体化流场数值模拟

基于Favre平均的N－S方程和B／L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对X布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟,研究了解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气 启动问题,得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布,讨论了绕弹体非均匀来流条件下,进气道的位置,附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹性气动力的影响,结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响。     

超燃冲压发动机一体化设计与优化方法研究

建立了超燃冲压发动机一体化设计的优化模型，研究了超燃冲压发动机在总体性能要求与约束条件下，进气道、燃烧室（含隔离段）、尾喷管之间的性能匹配和参数优化。针对将计算流体力学（CFD）方法应用到优化设计过程中所带来的运算量巨大的问题，引入了基于PVM（并行虚拟机）的遗传算法，为包含有复杂流场计算过程的优化设计问题提出了一条易于实现并经济、可靠的解决途径。     

论机动飞机机体/进气道一体化

机动飞机／发动机一体化,一直是多年来国际上研制高机动性战斗机中不容忽视的一项重大课题,目的在于提高发动机包括进气道、尾喷管在内的推进系统的工作效率和稳定性。列举了国外的一些型号,特别是有分叉进气道战斗机在研制中必须加以考虑的一体化问题,并从设计原理的角度,给出了一些旨在提高性能与安全性的可供选择的进气道构形。     

基于SINS/GPS组合导航的无人机安控策略仿真验证

针对无人机在海上与陆上飞行环境的差异,建立了基于SINS/GPS的组合导航系统数学模型。通过故障模拟,对导航系统在GPS接收机失效工作状态下的性能进行了仿真,并由仿真结果验证了相应安控策略的可行性,无人机可飞至陆上进行伞降回收,具有工程参考价值。     

考虑脉冲星角位置误差修正的XNAV算法研究

航天器X射线脉冲星自主导航(XNAV)依赖于精确的时间测量与转换, 而脉冲星角位置误差会影响时间转换精度从而对导航精度产生不可忽视的影响. 本文在对XNAV算法的研究中, 采用了真实的脉冲星角位置误差. 通过将脉冲星角位置加入滤波器状态进行滤波处理来降低脉冲星角位置误差, 从而降低其对导航精度的影响. 仿真结果表明, 该方法能够有效抑制脉冲星角位置误差对导航精度的影响, 保证了导航精度, 研究结果对于XNAV的工程应用具有一定理论参考价值.      

导航卫星高精度太阳光压摄动分析建模及验证

为提高导航卫星精密定轨与轨道预报精度,提出了一种导航卫星太阳光压摄动的分析建模方法.相较于其他摄动因素模型完善且精度较高,光压摄动由于太阳活动导致太阳能量误差、卫星姿态控制误差和表面材料老化等问题,是最难以精确建模的摄动源,也是动力学模型最大的误差源.基于此,提出了一种基于卫星的姿态控制规律,通过分析法建立卫星太阳光压摄动模型,给出了光压摄动加速度在星体坐标系中的模型,并以GPSBlock IIR为例进行了验证.计算结果表明,该仿真分析法所建立的摄动模型与T30模型、ECOM模型精度接近,达到了光压建模研究的初步计算要求.     

Radio beacons/IMU integrated navigation for Mars entry

High precision entry navigation capability is essential for future Mars pinpoint landing missions, together with the entry guidance and aerodynamic lift control. This paper addresses the issue of Mars entry navigation using inertial measurement unit (IMU) and orbiting or surface radiometric beacons. The range and Doppler information sensed from orbiting or surface radio beacons and the entry vehicle state information derived from IMU are integrated in Unscented Kalman filter to correct the inertial constant bias and suppress the navigation measurement noise. Computer simulations show that the integrated navigation algorithm proposed in this paper can achieve 50 m position error and 2 m/s velocity error, which satisfies the need of future pinpoint Mars landing missions.