一种固体导弹最大射程评定方法

本文提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，实用性强，对固体导弹试验鉴定技术研究具有重要意义。     

基于RTK技术的靶场大地测量系统设计应用

针对点位坐标、距离和方向的靶场试验应用需求,基于RTK(Real Time Kinematic)技术设计了一套靶场大地测量系统。系统采用固定站+移动站方式设计,移动站可以在固定站配合下进行测量,也可以单独进行测量。既能满足点位坐标、距离、方位角高精度的测量需要,又能满足多种坐标测量和实时测量的靶场应用需求。     

卫星导航抗干扰接收机AGC电路模型分析与优化设计方法

为适应"导航战"下的强干扰输入,导航接收机对模拟信道的动态范围提出了更高的要求。在给定的信噪比恶化容限约束下,原有的分析方法给出了二维曲线分析模型,得到了动态范围的优化设计及各级增益划分方法,但仅适用于输出功率基本不变的自动增益控制电路。基于增加的自动增益控制输出回退功率这一参数,提出了一种三维曲面求解模型,揭示了各电路参量与模拟信道动态范围的约束关系,可适用于输出功率变化的自动增益控制电路,以实现更高的动态范围。针对三维模型中参数求解复杂的问题,利用纯衰减网络的特性,将复杂的数值求解简化为直线求解,大幅降低了设计复杂度。在给出的设计实例中,动态范围测试结果与设计预期吻合较好,验证了方法的正确性。     

AUSMPW+格式在高超声速热化学非平衡流数值模拟中的应用

将AUSMPW+格式应用到高超声速热化学非平衡流场的数值模拟中。为提高精度,采用了三阶MUSCL插值方法。与LU SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性。采用热化学非平衡十一组元气体模型求解了非定常轴对称Navier Stokes方程组,得到了收敛结果。数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的实验验证。计算结果与文献、实验的对比说明,AUSMPW+格式可以在热化学非平衡流的数值模拟中精确地捕捉到强弓形激波,得到准确的空气动力系数。     

机群超视距作战联合战术信息系统的效能分析

建立了机群联合战术信息系统在超视距作战中综合机群的传感器、导航和火力控制系统,组织对目标协同探测、辨识和火力控制的系统模型,以及它的效能评估模型.仿真计算表明此信息系统能有效增加机群超视距作战的效能,但噪声和欺骗干扰会显著地影响它的效率.     

航天器近距离交会斜滑制导算法

提出了满足测量视场、最小脉冲间隔、最大脉冲受限等约束的燃料最省的航天器近距离交会多脉冲斜滑制导算法.建立了近距离交会(接近和撤离)多脉冲斜滑制导算法的统一数学模型;提出了理想交会轨道距离和速率的指数函数变化关系,使得算法能够实现任意时间的近距离交会,同时满足接近操作减速和撤离过程加速的任务要求;设计了对数函数映射法进行脉冲寻优.最后通过接近段和撤离段的操作仿真算例进行验证,仿真结果表明,相比最优化方法,对数函数映射法以较小的计算量实现了较好的寻优效果;算法能够以较省的燃料消耗实现轨道面内任意方向、任意时间内满足约束的近距离交会.     

基于PJ模型的雷达探测距离预报方法

雷达波在近海面大气中传播时受到各种因素的影响,尤其是在蒸发波导条件下,电磁波的传播路径会被显著改变,使雷达的探测距离增大形成超视距探测.给出了PJ模型的计算公式,同时叙述了基于PJ蒸发波导模型对雷达探测距离进行预测的流程,并且运用X波段雷达与海上目标进行验证,结果显示预测方法结果与实测数据比较吻合.     

接收机前端放大链与数字模块接口匹配分析

探讨了雷达数字化接收系统前端放大链与数字A/D模块级联后,接收系统的噪声系数、灵敏度和瞬时动态范围等参数的变化;研究了在工程上接收系统为获得最佳性能,前端放大链与数字A/D模块性能指标的折衷问题,推导了相应的设计公式并给出了实验验证.最后总结了在接收系统前端和A/D性能允许范围内,获得设计师希望得到的接收系统灵敏度和动态范围的方法及设计参考曲线.     

武器系统软件靶场测试方法

从软件测试在软件开发过程中的作用出发,阐述了软件测试在武器系统研制试验与鉴定过程中的重要地位,指出武器系统在靶场进行试验过程中,对武器系统软件进行系统测试的重要性。根据靶场的实际条件和武器系统在靶场进行试验时武器系统软件具有的特点,基于现代软件测试理论和软件测试方法,研究探讨了在靶场这一特殊的环境下对武器系统软件进行系统测试的试验方法和进行测试的系统步骤,对武器系统软件的靶场测试具有重要的指导意义。     

并联TBCC动力对高超声速飞行器性能的影响

针对马赫数为6的一级高超声速巡航飞行器的动力需求,提出涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力（T/RJ/DMSJ）和射流预冷涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力(PCT/RJ/DMSJ)两种方案。在给定的飞行任务下,分析起飞推重比分别为0.8和1.0时,飞行器完成任务时的航程和飞行时间,并对比了PCT/RJ/DMSJ在两种工作模态下的性能。研究结果表明：在相同的起飞推重比下,两种组合动力方案的航程和飞行时间相差不大。当起飞推重比为0.8时,采用PCT/RJ/DMSJ组合动力方案比T/RJ/DMSJ组合动力方案的航程高出3.6%,飞行时间高出3.8%;当起飞推重比为1.0时,PCT/RJ/DMSJ的航程和飞行时间比T/RJ/DMSJ的分别高出4.6%和4.8%。在小推重比下,跨声速段的燃料消耗和飞行时间占整个加速爬升段的比例较大,随着推重比的增加,这个比例减小,巡航可用的燃料比例增大,巡航距离增加,提高起飞推重比可以提高超声速飞行器的航程并缩短飞行时间。