星载雷达测高计系统频率流程和指标分配

精密雷达测高计是海洋有源微波遥感中一种效益高、用途广的星载有效负荷,是全球海洋研究具有关键意义的全天候观测工具。在精密确定大地水准面的条件下,其结果对海洋学、测地学、深海测量、潮汐、冰、风、浪等的研究和发展都是十分有用的。文章仅限于研究该系统的频率流程和主要部件(和分系统)的指标分配。     

复杂外形飞行器热流的NND有限元数值计算方法

有限元方法是一种加权积分的方法,其特点和权函数的特性使得有限元方法对于复杂外形的边界处理和计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性.本文采用张涵信的NND思想发展了复杂流场的NND有限元计算方法,算例表明,在相同的网格雷诺数下,采用积分的方法提高了物体表面热流的计算精度,对高超声速复杂外形飞行器的绕流获得了良好的数值模拟结果.     

管制区短期空中交通流量管理的时隙-航线分配模型及算法

对管制区短期流量管理问题进行了研究,针对现有模型在约束条件和控制方法中的不足,不仅首次引入了流量控制事件的概念和相应的约束条件,而且在使用动态网络流理论建立了管制区短期空中交通流量管理模型过程中,还新增加了飞行高度层这一决策变量,使本文提出的时隙 航线分配模型与中国管制工作实际更加吻合。算例中采用中国华东空管中心实施的流量控制的真实数据,采用模拟退火遗传算法对其进行求解,求解结论直观、明确、可操作性强。仿真结果验证了模型及其求解方法的有效性和实用性。     

计算近地轨道航天器空间外热流的RUD方法

（) 摘 要:根据兰贝特定律推导了能束在辐射半球面上均匀分布的外热流计算公式。采用三角形网格统一表示边界面并根据边界面网格进行遮挡判断。根据面元间互视和遮挡关系,对无遮挡表面所受外热流采用积分法进行计算,被遮挡部分的地球反照和地球红外热流采用能束均匀分布法进行计算。计算结果表明,该方法的计算效率和精度都明显高于蒙特卡洛法;互视和遮挡判断方法准确高效。
关键词:中图分类号： 文献标识码：A 文章编号：DOI:收稿日期：2008-05-09; \ 修回日期：2008-06-17     

基于动力学模型的月球车闭环牵引控制

以往的行星探测巡游车大多采用开环的运动学计算方式来实现巡游车的牵引驱动,但这在复杂地形下并不能满足跟踪给定速度的要求。提出采用基于动力学模型的牵引控制方法,实现月球车速度的闭环反馈控制。作为冗余自由度机器人,利用驱动力矩与速度的对偶关系完成月球车的力矩分配,实现了关节速度范数最小和动能最小的动力学优化效果。在动力学可视化仿真平台上,对基于动力学模型的闭环牵引控制方法进行了性能评价,证实其控制效果优于传统的开环运动学计算方式。
     

基于VISA的程控直流电源控制技术在热流模拟中的应用

程控直流电源在真空热环境试验中的作用是为红外加热器提供电流,满足航天器外热流模拟的需要。文章以LabVIEW软件的VISA模块为基础,介绍了程控直流电源驱动控制器的设计方法和软件编程,描述了电源驱动控制器在真空热环境试验中的应用。该程控直流电源控制系统界面友好,实现了模块固化,提高了系统的可靠性。     

碟形飞行器复合控制方式研究

针对用两种方法控制的碟形飞行器,提出了三种不同的控制方式。按两执行机构之间的分配关系分为不分配、伪逆控制分配和比例控制分配。考虑执行机构动态,分别设计了三种控制方式下的变结构控制律,并研究了三种控制律下系统的跟踪性能。仿真结果表明比例控制分配法的控制效果最佳。     

基于遗传算法的地地导弹火力优化分配方法

火力分配直接关系到导弹作战效能的高低。本文针对多枚同型号导弹攻击疏散型集群目标的问题进行分析建模,并对模型进行验证。结论表明,借助遗传算法求解来实现火力优化分配,效率较高,是一种较好的工程适用方法。     

歼击机座舱空气流动和传热模拟实验

对某型歼击机座舱的空气流动和传热进行了全尺寸地面模拟实验.模拟了气动热载荷和人体热载荷,并使用ATM2400型36通道多点气流和温度测量系统测量了5个测试面的速度场以及其中两个测试面和邻近服装表面的温度场.观察了供气流量和集中喷嘴开关对舱内空气流动状态和温度分布的影响,评价了该座舱的舒适性.结果表明:舱内速度场 并非相对座舱纵向中心面对称分布,而座舱内壁面温度分布亦极不均匀;集中喷嘴全开和全关时,舱内气流速度场和温度场及邻近服装表面空气温度的分布情况差别显著,但对舱内气流平均速度和平均温度的影响不大;舱内气流平均速度随供气量呈线性变化.实验结果可为数值模拟提供验证依据.     

小展弦比飞翼战机滚转轴操纵效能需求特性

基于MIL-STD-1797A中关于Ⅳ类飞机的飞行品质规范,对小展弦比飞翼战机的滚转轴操纵效能进行了研究.建立了滚转性能要求和滚转操纵效能要求之间的关系,由于翼身融为一体,飞翼的滚转轴转动惯量通常比常规战斗机大很多,因此其对滚转轴操纵效能的需求更大;由于取消了垂尾,小展弦比飞翼的横向静稳定性较小,操纵面偏转产生的侧力也较小;由于采用多组新型操纵面及控制分配技术,飞翼战机可以实现三轴操纵解耦;因此在侧风起降、非对称装载情形下,与常规飞机相比,小展弦比飞翼战机对滚转轴操纵效能的需求具有诸多新特点.