双轨控发动机动能多拦截器制导律研究

在多拦截器反导应用背景下,对双轨控发动机动能多拦截器制导律进行了研究,并基于三维最优制导律对三维空间内平面拦截弹道制导方法进行了研究。该方法基于三维最优制导律寻找初始拦截弹道平面,在弹道平面内根据新的目标末端估计值产生指令过载,最后对该方法进行了仿真计算,试验结果表明该方法具有科学性和工程应用价值。     

复杂背景中红外多光谱目标检测算法研究

针对多光谱红外探测器,对复杂背景条件下红外弱小目标检测算法进行了研究。根据弱小目标缺乏纹理等相关信息的特点,给出了一种用于多光谱图像的弱小目标检测算法。对多光谱图像,构建数据立方体,对多光谱信息建立稳定的目标特征向量,用多光谱背景抑制滤波器以提升图像信噪比,将一种基于统计判别的低信噪比条件下红外序列图像弱小目标检测算法与传统多级假设检验跟踪(MHT)算法综合,形成了改进的连续帧目标检测跟踪算法,对波门内疑似目标点用引入多光谱信息建立的特征向量进行目标的非监督检测判决。实验结果证明:在低信噪比下该算法能有效检测跟踪弱小目标,在保证检测概率前提下可有效抑制虚警,极大地降低了后续跟踪算法的计算爆炸风险。     

民用飞机舱门飞行锁机构接触力计算分析

研究飞机飞行锁机构中的接触力对于民用飞机飞行锁机构的设计具有重要意义。首先介绍飞行锁机构的功能和主要设计依据,阐明某民用飞机飞行锁机构的工作原理,并对其传力路径进行分析;然后采用工程算法、多刚体模型和多柔体模型三种计算方法计算飞行锁工作时曲柄与飞行锁摇臂之间的接触力;最后对三种计算方法进行对比,分析不同方法计算得到的接触力力值产生差异的原因。结果表明:多刚体模型计算值与工程算法计算值产生差异的主要原因是机构空行程导致的力臂变化,多柔体模型计算值与多刚体模型计算值产生差异的原因主要是受力过程中的结构变形。     

多回路气动伺服弹性系统稳定裕度的确定

为研究气动伺服弹性问题对飞机稳定性的影响,提出了一种基于μ分析的采用试飞数据确定伺服弹性系统稳定裕度的新方法。采用小波时频去噪的方法对试飞数据进行了预处理,研究了开环增益的非参数估计方法,并建立了μ分析与开环增益矩阵的理论联系,实现了无模型的在线稳定性分析。最后将新方法与回差矩阵最小奇异值方法进行了比较,验证了该方法的优越性。     

卫星组播多组共享密钥管理方案

现有的多组组密钥管理方案应用于大型动态卫星多组组播环境时,受卫星资源的限制,密钥管理效率成为瓶颈。设计了一种卫星多组组密钥管理方案SMGKM（Satellite Multiple Group Key Management）,根据对组播源的访问能力对用户进行分组,并在子组中设置子组管理者,通过构造组播密钥管理图和子组密钥管理结构进行多组组密钥管理,具有良好的前向和后向安全性,与现有典型方案相比,SMGKM有效降低了卫星的通信和存储开销,更适合大型动态卫星多组组密钥管理。     

几何尺度对GAW-1两段翼型升力特性的影响

在大型飞机和高速飞机的起降过程中增升装置空气动力性能的好坏对飞机有着举足轻重的影响.飞机增升装置通常采用多段翼型形式.在飞机设计阶段,一般是采用风洞实验的方法对多段翼型的气动性能进行评估.由于风洞的尺寸和动力所限,实验的模型和实验雷诺数都小于实际飞行情况.在数据的使用时,一般认为实验数据进行雷诺数修正即可.通过实验研究发现,即使雷诺数相同,几何尺度对两段翼型升力特性的影响也是非常显著的.建议在风洞实验中重视几何尺度对气动性能的影响.该研究结果和研究思路可供增升装置的设计和实验研究人员参考使用.     

多模式离子推力器流率特性实验研究

为了实现多模式离子推力器在宽功率范围内最优性能和可靠性,基于30cm多模式离子推力器通过实验开展了阴极和中和器羽状模式转变点流率、放电电压30V对应阴极流率和放电损耗曲线与束电流关系研究。30cm多模式离子推力器束电流从0.3A增加到3.3A时,阴极羽状模式转变点流率值从0.017mg/s增加到0.163mg/s,放电电压30V对应阴极流率从0.129mg/s增加到0.231mg/s,中和器羽状模式转变点流率从0.030mg/s增加到0.191mg/s。随放电室工质利用率的增加,在小束电流下放电损耗迅速增加;当束电流大于1.5A时,放电损耗对放电室工质利用率的变化较为迟钝。基于上述流率特性实验结果完成了30cm多模式离子推力器宽功率范围35个工作点下最佳流率设计。在设计的工作流率下,放电电压小于30V,阴极和中和器均工作在点状模式,实测推力为9.6mN~185.2mN、比冲为1332s~3568s、功率为258W~4761W。     

无穷多项和求极限问题的探讨

针对求极限过程中的一个难点———无穷多项和求极限 ,可通过先求和、夹逼定理、无穷小分析法、定积分等四种方法加以解决。     

无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学

研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。