一种用于空间群目标分辨的滑动窗轨迹跟踪算法

针对大多数现有的微多普勒分析理论难以解决空间群目标的监测与识别问题,本文提出一种基于提取目标运动特征的弹道中段群目标分辨方法。首先建立了多个具有滑动散射中心的旋转对称目标模型并得到其m-D曲线,在此基础上,利用形态学图像处理方法抑制一维距离像旁瓣,然后提出了一种滑动窗轨迹跟踪的方法分离出各散射点相互交叉的m-D曲线,再对分离结果进行经验模式分解(Empirical-Mode Decomposition, EMD),最后通过提取能够反映目标运动特征的固有模态函数(Intrinsic Mode Function ,IMF),实现了群目标分辨。仿真实验校验了所提方法的可行性和鲁棒性。     

一种探月任务多窗口发射轨道设计方法

针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法：在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。     

弹上电子产品发射可靠性试验验证必要性判别方法

提出了弹上电子产品开展发射可靠性验证试验的必要性判别方法,论述了弹上电子产品完成飞行可靠性验证试验后,无须再开展发射可靠性验证试验,为工程决策提供了技术支撑。     

亚轨道飞行器能量管理段轨迹设计

亚轨道飞行器（SRLV）通过跟踪特定的轨迹来实现对能量的控制与管理,轨迹设计是能量管理的一项关键技术。深入研究了亚轨道飞行器能量管理段（TAEM）轨迹的设计思想、准则和流程;提出了一种基于待飞距离规划动压剖面的轨迹设计方法,通过调整航向调整段的动压剖面,保证飞行器以亚声速状态进入航向调整段,避免飞行器转弯超调;提出了采用顺风作为轨迹设计的缺省状态,保证飞行器在严重的逆风状态下仍然可以满足着陆窗口约束;通过具体算例进行仿真分析,验证了设计方法的有效性。     

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。      

亚轨道飞行器发动机故障下飞行程序设计方法

针对亚轨道飞行器单台发动机发生故障情况,提出了基于正指数攻角的发动机故障下飞行程序设计方法,给出了不同故障时刻的仿真结果,并与正常飞行情况进行了比较.仿真结果表明,对于不同故障时刻,该方法均能够在满足弯矩约束、攻角限制的情况下使得故障飞行器安全到达预定高度,为后续应急返回机动飞行提供有利的飞行条件.     

固液捆绑火箭脉动压力风洞试验与飞行试验对比研究

固液捆绑火箭通常气动外形复杂,跨声速飞行动压大,因此脉动压力抖振载荷严酷。针对某型固液捆绑火箭,为了获取较为准确的跨声速脉动压力特性,在研制阶段开展了脉动压力风洞试验,火箭飞行时也进行了脉动压力测量,以评估飞行状态抖振载荷。采用脉动压力风洞试验和飞行试验进行对比,结果显示,飞行试验各测点脉动压力系数随马赫数变化趋势与风洞试验值一致,峰值大小基本相同,合成功率谱密度函数遥测峰值与设计值相当。研究结果首次验证了固液捆绑火箭跨声速脉动压力设计方法的有效性。     

用于卫星入轨段测控的箭载天基测控中继系统

为满足卫星入轨段关键遥测参数下传和遥控指令上传的需求,设计了一种用于卫星入轨段测控的中继系统,方案主要基于火箭现成天基测控终端和卫星现成测控设备。介绍了中继系统的组成、工作原理和工作流程,研究了天基测控相控阵天线波束指向算法,设计了一种卫星遥测、遥控信号中继功能的地面测试系统。该箭载中继系统在快舟一号甲火箭上完成了两次飞行试验验证,两次飞行试验中继转发的卫星遥测数据完整,箭载卫星通信终端接收用户卫星遥测数据的载噪比大于20dB;地面测控中心接收天基遥测返向信号比特信噪比相对接收门限有3dB以上的余量。试验表明,该箭载天基测控中继系统通信链路余量充足,工作可靠,相比通过地面测控资源保障或卫星自身使用天基测控可节省一半以上成本。     

火箭弹垂直发射动力学建模与仿真

首先建立了火箭弹垂直发射的弹道模型,然后研究了升阻比、弹道倾角等参数的变化对火箭弹射程的影响,并分别对这两种情况进行了仿真。仿真结果表明,滑翔飞行时,在一定程度上增大了升阻比,有助于增大火箭弹的射程;另外在转弯结束时,弹道倾角的变化对火箭弹射程也有一定影响。     

基于MSDM方法的粒子-固壁侵蚀效应研究

为研究导弹发射过程中发动机喷出的高温高速粒子对发射装置壁面的冲刷和侵蚀作用,利用MSDM(微尺度动力学模型)方法,建立了粒子对固壁材料的冲刷侵蚀模型,对粒子入射速度、入射角度、粒子尺寸及固壁材料特性等影响侵蚀效应的因素进行了研究,获得了粒子入射条件、固壁材料特性与侵蚀效应的相互关系.用MSDM方法将粒子和固壁离散为具有一定连接关系的微团质点,并利用材料属性和牛顿运动关系确定了微团间的相互作用和运动过程.研究表明,该方法在分析粒子-材料侵蚀方面具有一定效果.