虚拟再入点摄动制导方案应用研究

弹道式飞行器飞行过程中许多不可预料的干扰对其制导系统的“鲁棒性”提出了很高的要求。本文在分析了传统的摄动制导方案(即δ制导方案)在实际飞行中的抗干扰能力差等缺点的基础上,根据弹道式飞行器在空间的运动特性提出了一种基于虚拟再入点状态参数控制泛函的新型摄动制导方案。通过系统的理论和方法对该新型摄动制导方案的合理性、有效性和优越性进行了科学、系统地研究分析,在建立的制导模型基础上进行了严格地科学仿真计算并对该制导方案的部分优越性进行了验证和揭示。     

改进的部分并行干扰抵消多用户检测

给出了一种用于部分并行干扰抵消多用户检测新的判决函数：WSGN判决函数。根据较好的多用户干扰估计能提高误码率性能这一原理，本文推导出这种新函数。它考虑了门限的作用，使得不当门限对其性能的负面影响小于其他判决函数。在瑞利衰落信道中分析了使用这种判决函数的部分并行干扰抵消检测方法的误码率性能。结果表明，这种新的检测方法误码率性能可以收敛到单用户检测；并且性能优于一般匹配滤波器检测方法和其他部分并行干扰抵消检测方法。此外其计算复杂度没有显著增加，可以用于实际的CDMA通信系统。     

高超声速侧向喷流干扰气动特性试验研究

在CARDC-5的推进风洞中,对双锥柱体模型进行了侧向喷流干扰测力试验。本次试验是对于高超声速中侧向喷流的一次比较系统的研究,包括单喷管冷、热喷流干扰测力试验和双喷管冷喷流干扰测力试验研究,飞行高度h=54km,试验马赫数为6,模型迎角α=0°~6°,模型滚转角γ=0°~90°,冷喷流介质为空气,热喷流介质为发动机燃气流。试验结果表明:对于本模型喷流气动干扰使喷流放大因子略有变化;在综合性能上双喷管要优于单喷管的表现。     

直扩通信系统中码跟踪环的抗干扰性能

同步是通信的基础。文章分析了直扩通信系统码跟踪中常用的一种非相关延迟锁定环在连续波(CW)干扰、高斯白噪声和部分频带干扰下的跟踪误差方差,并通过仿真验证了理论推导结果,所得的结论对于延迟锁定环路的分析和设计有重要意义。     

有扰情况下航天器全局稳定姿态跟踪控制

许多空间飞行任务要求航天器姿态跟踪控制。由于航天器在跟踪过程中不可避免要受到各种干扰，因此有必要研究有扰情况下航天器的姿态跟踪问题。本文率先针对存在常值扰动和正弦扰动情况时的姿态跟踪控制问题，采用退步法和内模原理设计了基于误差四元数的姿态跟踪控制律，并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了系统的全局渐近稳定性。理论分析和数学仿真结果表明该控制律能使系统全局渐近稳定，能够有效消除常值干扰和正弦干扰的影响。     

PRPPM-PRBC复合引信抗线性调频干扰性能分析

伪码调相引信抗干扰能力较弱,PRPPM\|PRBC复合引信是伪码复合体制引信发展的一个重要方向,有必要对该体制引信进行研究。推导了系统输入信干比和输出信干比,仿真计算了线性调频干扰对相关性的影响。频带完全覆盖时,PRPPM\|PRBC复合引信对线性调频干扰的信干比增益略大于1。当干扰方采用压制性瞄准式线性调频干扰,只要JSR大于5dB,系统相关接收的归一化输出峰值将低于0.5。在JSR一定的情况下,系统相关输出峰值与干扰和信号的频带重叠比例成反比。研究表明,对于瞄准式线性调频干扰,PRPPM\|PRBC复合引信必须具备相应的抗干扰措施。     

建筑物干扰条件下双烟囱的风洞试验研究

主要介绍某发电厂双烟囱在有建筑物干扰条件下的风洞试验研究,并主要测试了烟囱在各个风向角条件下基底的静态力和动态力.刚性模型的试验结果表明:当两烟囱处于串列状态时,上风侧烟囱存在显著的遮挡效应,使得下风侧烟囱的静态基底力显著降低.气动弹性模型试验得到的动态基底力结果表明:当两烟囱处于串列状态时,上风侧烟囱对下风侧烟囱的气动干扰较为显著,导致其动态力较大.当烟囱前方存在厂房干扰,且风向角为195°时,烟囱基底的合成弯矩有最大值.     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8.结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失.     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果---Sears 函数进行了比较。结果表明:忽略抖振力跨向不完全相关性效应(即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关)而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

飞艇模型腹撑支架干扰修正方法研究

对某型飞艇刚性模型的腹撑支架干扰进行了试验研究和数值计算研究。风洞试验采用单点腹撑系统支撑模型,获得飞艇的气动力数据,并通过镜像两步法获得支架干扰量,但是试验无法扣除镜像支架与主支架之间的二次干扰,会给试验数据的支架干扰修正带来一定误差。故采用数值计算方法,对飞艇模型、飞艇模型带腹撑支架、反装模型带腹撑支架、反装模型带腹撑支架和镜像支架等状态下的气动特性进行模拟,获得支架对飞艇绕流场的影响,以及净支架干扰量和二次干扰量的大小,并将计算结果与试验结果对比。对比结果表明,在支架对飞艇气动特性的影响规律上试验与计算结论一致,但在具体数值上二者存在明显差异,表明二次干扰量不可忽视,应在飞艇试验数据的支架干扰修正中予以扣除。