空间紫外目标探测系统技术研究

为了有助于紫外探测系统的不断发展和应用,尤其是在空间军事上的广泛应用.首先,在阐述紫外探测系统组成与工作原理的基础上,提出系统的主要技术性能,分析紫外光学系统的技术特点,以及真空型和固体型2类紫外探测器的技术现状.其次,从目标的时间特性、运动特性和辐射特性角度研究空间紫外目标特性,并进一步归纳紫外大气传输影响因素.再次,借鉴红外目标信号处理方法,探讨紫外弱目标信号处理与检测方法.最后,指出紫外探测系统发展需要解决的若干关键技术.对于紫外目标探测系统技术的发展与深入研究,具有一定的理论指导作用.     

回转体壁面喷气出流均匀度影响因素分析

为改善喷气出漉均匀度从而提高减阻率,采用数值模拟的方法,研究了总进气流量、滤板、,喷孔大小、出口背压等因素对喷气装王出口流量分布的影响.敷值计算结果表明:较小的喷孔可大幅提高出口气流均匀度;在喷孔直径较大时(3 mm),加装滤板有一定的整流作用,增加滤板层敷对出口流量均匀度改善不大;喷孔直径较小时(0.8 mm).加装滤板对出口流量分布影响不大,可以不使用滤板;出口背压沿浸深线性分布使出口流量向背压低的喷孔偏移,出口背压小的喷孔流量大,出口背压大的喷孔流量小;总进气流量增大,出口流量均匀性提高.     

喷水推进新型对称双螺杆泵转子型线设计

为了解决喷水推进系统噪音高、体积大、压头小、工艺复杂、效率低等问题,在分析了目前常用双螺杆泵转子型线的基础上,利用齿轮啮合原理,设计制造出一种对称的四齿双螺杆转子型线.该型线由长幅外接线、短幅外摆线、渐开线和圆弧组成,呈对称分布.圆弧主要起削平摆线和渐开线之间过渡尖点的作用,能有效地提高转子的强度、耐磨性和密封性.对称...     

背鳍扭波推进运动的附加转动惯量

由于背鳍扭波推进运动方式不同于鳗鲡模式鱼体横波运动,细长体理论不能直接运用于尼罗河魔鬼鱼(GNF)的长背鳍扭波推进水动力性能的计算.为此,建立了计算鳍面与流体相互作用力的附加质量方法和附加转动惯量方法.对于背鳍扭波鳍条的摆动方式,首先提出计算附加质量的分离泡模型;其次,用偏心率e接近l的扁椭圆柱代替鳍条,运用势流理论计...     

舰船航迹控制系统运行检测平台的设计与实现

舰船航迹操舵控制系统运行检测平台用于陆基条件下检测舰船航速控制系统的性能.根据航迹控制系统的闭环工作特点,采用物理模拟与数学模拟相结合的设计方案,构造了舵机及舰船的仿真运动模型,设计了检测平台与航迹控制系统之间的物理接口.该检测平台功能符合国际电工委员会关于“航迹控制系统性能及其检测方法”的最新标准,目前已经在自动舵研...     

临近空间传感器分布式组网研究

研究了临近空间分布式传感器网联合发现目标概率,探讨了区域警戒传感器网中部署传感器数目与该网总发现概率等的关系,提出了3种特殊的分布式网络传感器区域的布防模式,并建立了定量评价传感器网性能指标的数学模型。模型的建立为定量评估传感器组网系统效能奠定了理论基础,也为分布式传感器网络系统的部署优化、传感器的选配等提供决策依据。     

战略导弹惯性/星光复合制导技术研究

以Kalman滤波为基础,研究了惯性/星光复合制导系统的原理和特点,并对系统进行了计算机仿真。通过将惯导系统和星敏感器所测得的战略导弹相关姿态信息进行数据融合,估计出复合制导系统的误差状态量,进而修正惯导系统的位置、速度和姿态角误差。仿真结果表明,采用惯性/星光复合制导可以有效地提高战略导弹的姿态精度。     

火箭尾气扰动电离层及其应用研究

大型火箭二次点火时,排放出的尾气中含有大量的化学物质(主要成分是CO2和H2O),可以显著改变电离层密度,进而影响电波的传播,因此具有现实的应用价值.讨论了火箭尾气在电离层高度的扩散过程和相应的离子化学过程,理论计算了火箭尾气排放后电离层电子密度的响应过程.结果表明,火箭所排放的尾气能够使得电离层F区的电子密度显著减少,进而形成"电子空洞".最后在此现象的启发下,简单论述了空间人工释放化学物质扰动电离层技术在军事方面的应用前景.     

基于主动相位控制的脉冲激光相干合成技术

提出并验证了基于随机并行梯度下降(SPGD)算法的主动相位控制脉冲激光相干合成方案.利用低通滤波器滤除脉冲激光光强变化导致的性能评价函数起伏,提取出相位噪声导致的性能评价函数变化,然后将这个低通滤波后的性能评价函数用于SPGD算法的极值寻优过程,从而实现脉冲激光的锁相.对该方案进行了理论分析和数值模拟,并进行了两路脉冲激光相干合成实验.实验结果表明,当系统从闭环到开环时,系统性能评价函数均值提高到开环的1.6倍,干涉条纹长曝光对比度从0提高到0.43.在该方案中,通过增加合成脉冲激光路数,并在各路脉冲激光中引入多级功率放大器,能够得到更高的合成功率输出.     

小推力液体火箭发动机燃烧与传热数值仿真研究

针对边区液膜冷却型小推力液体火箭发动机,引入VOF模型模拟冷却液膜,使用数值仿真手段计算了发动机推力室突扩构型对燃烧效率与传热特性的影响.对比可见计算结果是可靠的,计算表明无量纲台阶高度H*从0.111增加到0.222,燃烧效率增加0.35个百分点、燃烧效率随无量纲台阶长度L*增加变化较小、另外传热特性受H*与L*的影响都不大.这表明在扩张型推力室中,燃烧效率下降的主要原因是壁面附近的气态MMH无法与氧化剂有效混合.