潜基弹道导弹模拟打靶技术研究

针对潜基弹道导弹模拟打靶技术应用问题,从流程、建模、系统设计方法几个方面进行了全面研究和阐述。运用统计分析、力学建模等方法建立了潜基弹道导弹仿真运动模型和误差模型;运用UML建模技术从需求分析、系统结构以及系统交互过程3个方面对潜基弹道导弹模拟打靶系统进行了建模设计,构建了系统需求描述的UML模型,通过分解用例模型,分析系统的类结构体系及关联关系建立了系统结构模型,运用顺序图构建了系统行为描述模型。工程应用实例表明,该技术具有工程实用性、复用性及拓展性。     

国外轴对称再入飞行器中段机动策略研究

生存概率是轴对称再入飞行器一项重要性能指标,为了提高其生存概率,以国外轴对称再入飞行器在飞行中段机动变轨全剖面为研究对象,构建中段机动规划问题的数学模型,提出适应于攻防对抗的程序机动策略、躲避机动策略以及弹道回归机动策略。仿真算例表明：提出的中段机动规划策略合理可行,有效改变了弹道运动轨迹,提高了突防概率,对工程应用具有一定的参考价值。     

美军天域感知概念分析

为充分理解美军天域感知的概念和内涵,把握美军天域感知力量的运用模式和发展趋势,概述了美军天域感知概念的发展历程,分析了美军用天域感知代替太空态势感知的主要目的,研究了美军提出天域感知概念对未来天域感知力量建设发展的影响。研究表明,美军提出天域感知主要是为了提升感知能力和维护太空优势,未来将从装备体系、数据融合、智能指挥、国际合作等多个方面着力建设和发展天域感知力量。     

基于ESO的运载火箭姿控喷管故障辨识设计及实现

针对基于喷管开关控制的运载火箭姿控系统故障,提出了一种基于控制效果的喷管故障辨识方法。在对特定喷管配置和轴对称运载火箭模型研究基础上,利用扩张状态观测器实时估计箭体所受的总力矩,进而根据估计结果进行故障判别和极性纠正。仿真结果表明,以ESO为观测器的故障辨识设计方法可有效判别出姿控喷管的极性故障,并能够通过策略设计进行极性纠正,具有较强的工程应用价值。     

基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计

与传统比例-积分-微分（PID）控制方法相比，滑模控制（SMC）方法可以比较容易地将不确定性纳入控制器设计中，从而增强系统的鲁棒性。探索了SMC技术在运载器主动段姿态控制中的工程应用，首先通过分析基于趋近律的SMC系统，提出了降低不连续切换项系数的需求，然后研究了基于干扰上界的SMC方法。三通道小偏差仿真结果验证了两种方法的控制效果，表明第2种控制器的鲁棒性更好，稳态误差小，同时发动机喷管摆角需求较小。     

拔销器手动拔销螺纹咬死故障分析与防控

为解决拔销器螺纹咬死故障,通过失效分析和机理研究,从配合螺纹公差带设计、螺纹材料选择、螺纹表面处理及润滑剂使用四个方面提出了防止螺纹咬死控制措施,并进行了相关试验验证,有效解决了拔销器反复拆装过程的螺纹咬死现象,有利于提高产品质量。     

中国商业航天的发展与未来

通过研究航天技术发展趋势和国际商业航天发展形势,分析了商业航天对市场发展、产业转型、技术创新的重要意义,结合商业航天发展历史和特点,总结了商业航天发展中的商业化发射、产业化发展、大众化服务3个重要阶段及标志特征,提出了中国运载火箭技术研究院商业运载火箭发展型谱,并根据商业航天当前发展阶段特点和未来任务需求,给出了可靠性、经济性、响应性、创新性等未来发展建议。     

管路振动试验的低温防护

长征7号、长征5号运载火箭采用煤油/液氧、液氢/液氧等清洁能源作为推进剂,在环境保护、推力水平等方面得到长足的进步,对新型燃料火箭的发展提出了低温管路振动试验的需求。为了液氧/液氢温区管路振动试验的实现,需要对振动设备进行低温防护。从隔热装置、连接装置、防护装置3个方面对常温振动设备进行改进,满足管路低温振动试验的要求。采用低温防护措施后,完成了上百根低温管路的振动试验,为型号研制做出巨大贡献。振动系统的低温防护方法的成功经验可以为其它型号试验提供参考。     

可调节固定式减振限位器结构研究与应用

飞行器在垂直热发射同心筒内贮存、运输过程中,减振限位器起到固定、支承、平衡飞行器及发射导向的作用。减振限位器必须具有较好的减振性能、力学强度和良好的成型工艺性。由于舰载同心筒发射要求发射过程中不能有抛出物,因此采用固定式减振限位器,即减振限位器固定在发射筒内壁面不随飞行器运动实现分离。同时提出可调节设计思路,通过改变自身尺寸来适应发射筒尺寸,降低发射筒加工精度及成本。可调节固定式止动减振器主要从结构方案、材料性能、动力学分析及试验等多方面开展设计。该结构可适用于不同尺寸的发射筒内壁,实现飞行器在发射筒内的导向、支撑固定、减振及发射分离等多种功能外,实现了发射过程中抛撒物的有效控制,降低了发射筒生产成本,其技术成果可直接应用于舰载、陆基等多种筒式发射系统中,具有广泛应用价值。     

美军洲际核力量指挥控制能力建设研究

从解析美军核战略演变与核力量建设出发,重点对美军的核作战指挥体系组成、洲际核力量指挥系统组成与指挥控制能力建设发展进行了研究,并提出了对陆基核力量指挥控制能力建设发展的启示。     

导弹发射车状态监测系统设计

针对某型导弹发射车在实战化操作和综合保障方面的迫切需求,在分析该型发射车技术现状基础上,基于插入法进行信息化改造,设计并实现了一种适合该型发射车的状态监测系统。该系统基于CAN总线进行架构设计,便于分布式信息采集和功能扩展。采用高阻抗射极跟随电路、光耦隔离电路实现原有车载系统数字、模拟、串行通信等多种信号的采集,不影响原有系统的可靠性。经试验验证,该状态监测系统能够实现该型发射车在机动行驶、导弹发射流程中车载分系统的状态实时监测、数据记录和分析。该系统的应用可提高该型发射车在车载信息应用、作战流程可视化以及综合保障等方面的性能。     

固体火箭待机状态仪器舱热平衡模拟试验方法研究

长时间热待机状态下火箭仪器舱内温度将达到平衡,由于仪器舱内设备对工作环境温度要求严苛,需对舱内热环境进行准确预示。对仪器舱内典型设备温度平衡时间进行估算,提出一种试验模拟方法;通过试验获得可靠而准确的试验结果,确定了平衡温度偏差带,解决了工程设计裕度问题,为同类工程问题的解决提供了一种方法和技术途径。     

美军网络中心企业服务及其应用

针对网络中心化军事信息基础设施建设问题,结合美军信息服务体系的发展现状,介绍核心企业服务的概念与组成、网络中心企业服务产品的发展与构成,论述网络中心企业服务在美军的实施与应用,并提出我军发展信息服务体系的措施和建议,可为我军信息化建设提供参考。     

多层热防护结构烧蚀传热模型研究

多层热防护结构由防热层与隔热层等多层热防护材料组成,在气动热作用下存在复杂的烧蚀与传热过程。为准确预示多层热防护结构温度响应特性,建立了气动热环境下防热材料烧蚀模型,提出了烧蚀导致的变厚度多层结构传热数值计算方法,研究了气动热环境下多层热防护结构温度分布随时间变化规律,分析了多层热防护结构厚度分布对防热效果的影响。研究表明,提出的模型能准确预示多层热防护结构烧蚀与传热过程,热量传导至承力结构后,隔热层内温度梯度大于防热层内温度梯度,在满足隔热层温度、烧蚀裕度以及工艺要求前提下,增大隔热层厚度能提高热防护性能。     

美军作战概念发展及其逻辑

美军长期以来秉持“概念驱动”的理念,将作战概念创新作为军队建设发展的重要牵引推动力。系统地总结了美军作战概念的演进脉络,分析了美军“分布式杀伤”“多域战”和“马赛克战”的内涵特点及其联系,最后结合美军作战概念的演进变化,从作战概念研发的作用、制胜机理和战争形态的发展趋势及未来战争的准备方向等方面提出了对美军作战概念发展的认识,可以为我军建设发展特别是作战理论体系化建设提供参考。     

基于冗余PLC低温加注集散控制系统研究

低温加注控制系统作为新一代运载火箭加注系统的重要组成部分,直接影响低温加注系统工作的连续性、实时性、可靠性和加注精度。以氧氮加注控制系统为例,介绍了低温加注集散控制系统的总体方案,并对冗余控制系统的实现方法进行了重点研究。该系统采用电源冗余、CPU冗余、通讯网络冗余、I/O站冗余、计算机冗余等技术,提高了控制系统的可靠性和安全性。     

载人运载火箭惯性器件冗余管理中的精度控制技术

运载火箭控制系统通过惯性器件冗余信息进行故障检测以提高系统可靠性,还可对惯组冗余信息采用信息融合技术以提高火箭入轨精度。以中国现役载人运载火箭控制系统双七表捷联惯组冗余设计为例,研究惯性器件冗余管理中的精度控制技术,提出了基于惯性冗余信息故障诊断和信息融合的精度控制技术,并以其他火箭实际飞行故障案例进行仿真分析。仿真结果表明,提出的惯性器件冗余管理中的精度控制技术能有效判别故障信息,提高火箭入轨精度。     

高可靠航天伺服多相容错电机的选型研究

以高可靠航天机电伺服系统为应用背景,为了得到适合航天应用的高可靠性多相容错电机最优方案,提出四相、五相、六相3种容错电机方案,并利用有限元仿真分析对3种方案的磁密、转矩、转矩波动、容错性能等进行对比分析。四相电机性能较差,不满足指标要求;五相电机与六相电机性能接近,但五相电机容错运行后性能更好,而且五相电机相较于六相电机更加节省硬件资源。五相十槽十二极构型电机是适用于航天应用的多相容错电机最优方案。     

基于轨道倾角约束的小行星探测弹、轨道拼接设计研究

设计一个完整的小行星探测轨道方案需要分别对整条轨迹中的弹道段和轨道段进行优化并拼接。目前拼接设计方法中对弹道段终点约束考虑不足、设计效率低。基于实际弹道运算数据计算了指定运载火箭发射弹道对停泊轨道倾角的约束形式,并研究了火箭偏航能力和射向变化对弹道-轨道拼接后无量纲运载能力的影响。结果表明,算例中的健神星探测窗口不适合低轨道倾角发射弹道。考虑一般情况,高轨道倾角发射弹道可以更好适应飞出地球引力影响球的深空探测类任务需求。根据研究结果,提出了对未来深空探测运载火箭的设计需求。     

基于在线调姿的航天器舱段自动对接系统设计

为解决中小型航天器舱段结构尺寸多样造成的自动化对接效率低、精度差等问题,提出了一种基于在线调姿的自动对接系统。该系统采用多自由度、可适应性调姿托架设计及多传感器数字化在线测量技术,通过调姿运动学分析,优化了航天器舱段对接流程,有效提高了航天器舱段对接的精度和效率。搭建了一台航天器舱段装配原理样机,并进行舱段自动对接试验,结果表明：该系统能够实现舱段部件的快速、精准调姿和对接。