镍基高温合金疲劳-蠕变寿命预测的临界面损伤方法

采用临界面损伤方法并耦合疲劳-蠕变寿命模型,通过适当的技术改进,分别对某型航空发动机650℃条件下涡轮盘用材料ZSGH4169高温合金和980℃条件下涡轮转子叶片用材料DZ125定向凝固高温合金的疲劳-蠕变寿命进行预测,并分别比较以W_(alls),C_(cb),S_(wt),G_(lk),和Fin为参数的五种寿命模型的预测精度。算例的计算结果表明:对于ZSGH4169高温合金,以Walls临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±3倍分散带以内;而对于DZ125高温合金而言,以G_(lk)临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±2.5倍分散带以内。     

麦克风阵列安装偏差引起的旋转声源定位误差

对旋转声源定位中3种常见阵列安装偏差即角度偏差、x轴向偏移偏差、z轴向偏移偏差导致的定位误差进行了详细研究。结果表明:当角度偏差在-10°～10°范围内,声源定位位置误差随角度偏差呈近似线性变化,最大定位位置误差为0.089 m,定位强度误差呈随机变化,其中最小定位强度误差为0.97 dB,最大为4.69 dB;当x轴向偏移偏差在-0.1～0.1 m范围内,声源定位位置误差随x轴向偏移偏差呈近似线性变化,最大定位位置误差为0.098 m,定位强度误差呈随机变化,其中最小定位强度误差为0.91 dB,最大为4.94 dB;当z轴向偏移偏差在-0.1～0.1 m范围内,最大定位位置误差为0.01 m,正偏移偏差引起的定位强度误差总体小于负偏移偏差,其中最小定位强度误差为0.81 dB,最大为4.51 dB。研究结果可为麦克风阵列在实际应用中控制测量误差提供指导。      

空间站对日定向装置试验台的控制器设计与精度考核

针对太阳电池帆板大挠性、大惯量等特性，导致对对日定向装置施加的大幅值、高频响的变负载力矩难以模拟和模拟精度不足的问题，设计了以电动负载模拟器为核心装置的地面半物理仿真试验台。首先建立了电动负载模拟器（加载单元）模型，采用递推最小二乘法对加载单元各参数进行辨识，并分析各参数对加载单元响应特性的影响。提出一种超前校正与模糊自适应PID相结合的复合控制算法，该方法有效地拓宽了加载单元带宽、改善了力矩跟随性能和抑制了力矩误差。用不同信号对试验台响应速度、加载带宽和加载精度进行分析和考核。实验结果表明：该复合控制算法使加载力矩较好地复现了太阳电池帆板模型的期望输出力矩，为对日定向装置对太阳电池帆板的驱动性能考核实验模拟出较为精确的期望模型的负载（测试）力矩。     

交会对接光学成像敏感器反射镜组件微应力装配技术#br#

为了实现交会对接光学成像敏感器的功能、性能，其金属反射镜组件对面形精度和指向精度要求较高.金属反射镜组件在加工和装配过程中会产生装配应力，导致反射镜的面形和指向精度发生变化.在改进装调流程的基础上，首先通过仿真分析确定了反射镜安装螺钉的拧紧力矩；其次，优化了反射镜支架和反射镜安装面的平面度公差，从0.008 mm提高到0.002 mm；选用柔性材料制作过定位尺寸链的零件，对比了改进前后的反射镜指向变化和装配应力，改进后大幅减小，保证了反射镜精度指标要求.反射镜组件在装配到整机后面形和指向精度变化较小，反射镜面形达到PV≤0.2λ，RMS≤0.06λ(原方法数据PV≤0.8λ，RMS≤0.13λ)，反射镜力学和热学环境实验前后反射镜指向变化由≤2′，提高到≤1′，保证了敏感器的测量精度.     

面向Android智能终端的多模GNSS实时非差精密定位

Android操作系统中全球导航卫星系统(GNSS)原始数据的开放为大众高精度位置服务的应用带来了重要机遇。在对Android系统GNSS原始数据特性分析的基础上,利用智能终端GNSS原始数据实现了实时非差精密定位,研制了面向Android平台的实时精密单点定位(PPP)软件PPPAnd,并开展了实际环境下的定位测试。测试结果表明:基于Android终端GNSS原始数据的实时静态伪距单点定位精度(RMS)为1.16m(水平方向)和1.51m(垂直方向),较其自身位置速度和时间(PVT)解算结果分别提高了70%和76%;实时静态精密单点定位解算结果的精度(RMS)为0.62m(水平方向)和0.66m(垂直方向),较PVT结果分别提高了87%和82%,精度收敛至1m以内所需时间约8min,并且收敛后的精度可达亚米级;城市环境中车载实时动态精密单点定位的水平和垂直精度(RMS)分别约为1.32m和0.81m,较PVT结果分别提高了39%和65%。     

高低轨双星时频差无源定位精度

高低轨卫星联合定位是提高地面辐射源无源定位精度的有效方法。从时差基线、速度差增加方面分析了高低轨双星定位精度相对同轨卫星定位精度高的原因,推导出高低轨双星时频差定位误差分布表达式,分析了高低轨联合定位适用的时频差测量方法及其测量精度。仿真分析结果表明:在低轨卫星星下点附近较大范围内,定位精度达到百米量级。验证了双星相对位置变化、时频差测量误差、高低轨卫星自身位置速度测量误差等因素对高低轨双星定位精度的影响。     

双体卫星对日定向姿态机动控制

研究了双体卫星(DFP)对日定向姿态机动控制问题。首先分析双体卫星工作机理，建立载荷舱与平台舱姿态模型，推导磁浮机构线圈和磁钢相对距离的数学表达式。提出基于PD控制的载荷舱对日姿态机动、平台舱姿态跟踪以及两舱避碰等控制策略。在此基础上，为提高平台舱姿态跟踪速度，设计反步控制器对平台舱飞轮的动态特性进行补偿。进一步，为提高两舱协同控制性能，对传统PD控制进行改进，提出基于变增益PD控制的载荷舱姿态机动控制律，将两舱相对姿态信息包含在载荷舱对日姿态机动控制律中，有效降低了两舱碰撞风险，提高了两舱姿态机动速度。仿真结果表明，本文控制算法能有效实现双体卫星对日定向，且能避免两舱碰撞。     

基于单轴旋转的光纤捷联惯导系统误差特性与实验分析

针对惯性器件偏差是影响惯导系统导航精度的主要因素,同时考虑到多种误差源对调 制型捷联系统的影响,提出了一种利用惯性测量单元(IMU)四位置转停的误差调制方法。分 析了调制型捷联系统的误差特性并建立了四位置转位方案模型。利用实验室自行研制的光纤 捷联惯导系统分别进行IMU静止和四位置转位运动下的长时间导航实验,实验结果表明了该 方法的有效性。
     

非结构化环境下月球车快速即时定位与制图方法

激光雷达的实时环境扫描与已构建环境模型之间的匹配是月球车即时定位与制图(SLAM)过程中的关键步骤,其收敛速度和准确性直接决定了SLAM的成败。月球表面是一种典型非结构化环境,其环境场景特征复杂。若通过三维激光匹配方式则传感器数据量大,特征匹配的难度高,实时性差。针对于此,本文提出了一种基于ICP算法的激光点扫描匹配方法－类等高线匹配方法,将二维激光雷达的实时扫描数据与已构建的三维环境高程图相匹配,利用RBPF粒子滤波实现位姿与地图状态的估计,采用自行研制的小型激光雷达硬件平台,较好地实现了月球车原理样机的快速SLAM过程。实验表明,基于该方法的即时定位与制图过程对于月球车位姿估计的鲁棒性强,实时性好。     

大口径超轻型反射镜定位和支撑方案研究

地球静止轨道光学遥感器的发展以及遥感器分辨率的不断提高,使得光学遥感器的口径越来越大,大口径反射镜正在成为制约遥感器性能、质量和研制成本的关键因素。本文主要围绕2m口径的超轻型反射镜开展研究,分析了定位和支撑系统的主要功能,提出了适合大口径、超轻型反射镜的定位和支撑系统方案,分析了该方案的基本原理和实现形式。