摘要：大椭圆轨道航天器在较长轨道周期内运行于远地点上空,可以实现高纬度地区长时间的通信和预警,具有重要的军事应用价值。大椭圆轨道编队飞行可实现空间磁场探测、信息干扰等特殊空间任务,有必要研究大椭圆轨道的多航天器协同运动理论。完善了以相对轨道根数为变量的大椭圆编队相对运动模型,分析了模型的误差。推导并证明了几种特殊的伴随星相对运动轨迹:直线、圆、椭圆,给出了两颗以及三颗卫星形成特殊编队构形的条件。仿真结果表明,在二体条件下,对近距离大椭圆轨道航天器的相对运动,编队具有较高的精度。论文研究结论可为大椭圆轨道航天器编队构形初步设计提供理论指导。

摘要：基于光束相干合成的原理，提出了脉冲激光产生的新方法，设计并构造了相应的全光纤实验系统。该方法通过对光纤耦合器中相干合成的两束相干光的相位差进行有效地控制，实现重复频率、脉宽、占空比均可调的脉冲激光输出。实验中利用闭环工作点控制法进行噪声相位补偿，以得到稳定的脉冲光输出。实验分别利用矩形波、三角波、正弦波进行相位调制，得到了相应波形的激光输出；利用不同参量矩形波进行相位调制，可以得到重复频率从1～500kHz，占空比从20％～80％可调的脉冲光输出，在重复频率为500kHz时，脉宽可达300ns。这种脉冲激光产生技术为大功率、可调脉冲激光的产生提供了一种新的途径。

摘要：针对航天器有限时间姿态机动问题,提出一种自适应二阶终端滑模控制算法。设计一种终端滑模面,保证系统状态能够在有限时间内沿滑模面收敛到系统原点;为克服系统抖振,设计了二阶终端滑模控制器,并采用参数自适应估计项补偿系统中的外部干扰力矩。基于Lyapunov函数法证明了二阶自适应终端滑模控制器能够保证闭环系统实际有限时间稳定。仿真结果表明,提出的姿态机动算法响应速度快、精度高,能够有效实现对系统抖振和外部干扰的抑制,具有重要的科学意义和工程应用价值。

摘要：为了解决传统惯性/天文(SINS/CNS)组合导航无法在线精确估计加速度计零偏而导致SINS导航误差发散的难题,提出了一种动力学模型约束改进的捷联惯性星光折射组合导航方法。直接利用星敏感器观测的原始恒星像点坐标信息与约束改进的SINS导航动力学方程构建SINS/CNS紧组合模型,通过推导加速度计虚拟观测方程和适用于空天跨域飞行器导航的星光折射测量方程,采用扩展卡尔曼滤波方法,实现了对加速度计零偏和陀螺零偏在线估计。典型弹道仿真结果表明,在不增添额外传感器的条件下,相对于传统的基于姿态测量SINS/CNS组合,所提方法导航定位、定速和定姿精度分别提升了97.84%、98.61%和78.70%;相对于传统的基于星光折射SINS/CNS组合,定位、定速和定姿精度分别提升了28.09%、67.72%和79.10%。所提方法有效克服了传统方法精度恶化问题,显著提升了传统SINS/CNS组合导航精度。

摘要：采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升;粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35;当气液流量比大于0.206时,由于气动力的作用,雾化边界可分为两段,上面段为收缩段,下面段为等直径段;在针栓式喷注器设计时,狭缝宽度取值越小越好,而液膜半锥角应当考虑SMD和雾化锥角折中选取。

摘要：随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。

摘要：将离心式喷嘴锥形液膜破碎模型应用于针栓式喷注器,对无旋锥形液膜进行了线性不稳定分析。求解色散方程获得了色散关系曲线,分析了无旋锥形液膜表面波发展过程。研究了喷注压降、喷注通道长宽比、液膜半锥角以及正弦模式扰动波加权因子等参数对无旋锥形液膜无量纲破碎时间和破碎长度的影响。结果表明:正弦模式扰动波比曲张模式扰动波增长更快,并且更不稳定。正弦模式扰动波在无旋锥形液膜破碎过程中占优,并且喷注压降越大,液膜破碎的越快。喷注通道长宽比的增加会使得无量纲破碎时间和破碎长度近似线性增大。针栓式喷注器设计时,为利于液膜破碎,喷注通道长宽比应取小值,而液膜半锥角应取大值。

摘要：采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动-推进性能进行了研究,考察了设计参数对其性能的灵敏程度,发现尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度对其气动-推进性能影响显著,而外罩后掠角的影响不明显;同时,减小尾喷管上壁面型线起始点切线角度,增大外罩的后伸长度和后掠角能提高尾喷管的推力特性和俯仰力矩特性,而增大尾喷管上壁面型线起始点切线角度,减小外罩后伸长度则对尾喷管升力的提高有益。

摘要：协同航迹规划是有效提高多无人作战飞机(UCAV)协同作战效能的关键技术之一。分析了多UCAV协同航迹规划问题中的空间协同约束、时序约束以及任务时间约束,建立了基于"协同系数"的协同航迹性能评价指标;在此基础上,通过引入蚂蚁子群间的协同进化策略,并对蚁群算法状态转移规则、信息素更新机制进行了改进,设计并实现了基于协进化多子群蚁群算法的协同航迹规划算法。仿真实验结果表明:本文方法能够很好地处理多UCAV协同任务中的各类约束条件,是一种有效的协同航迹规划方法。

摘要：凹腔作为促进燃烧室中燃料与来流混合和稳定燃烧的有效手段之一,其研究已引起人们的广泛关注。采用数值模拟方法,探索了圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性随凹腔结构参数的变化趋势,同时初步考察了飞行攻角对凹腔阻力特性的影响。研究发现,凹腔摩阻相比压阻很小,凹腔对燃烧室的阻力特性主要体现在其压阻上;随着后掠角的增大,热试和冷流状态下的凹腔阻力均呈现逐渐减小的趋势;随着长深比的增大,热试状态下的凹腔阻力先增加后减小,而冷流状态下的凹腔阻力则单调递减;在小攻角（-3°~3°）热试状态下,燃烧室凹腔阻力明显强于冷流状态下凹腔阻力。这对圆形超燃冲压发动机燃烧室的设计工作具有一定的指导和借鉴意义。