天线系数的测试误差与NSA测试的改进

总结了归一化场地衰减(NSA,The Normalized Site Attenuation)测试中存在的误差,指出误差主要来源于天线系数.通过对天线互阻抗的分析,说明它是天线系数误差的主要来源.简单介绍了天线系数的标准计量方法,发现其中并未考虑互阻抗的影响;修正了天线系数计量中采用的方程组,证明该方程组不能求解.分析了减小测试天线间互阻抗误差的因素,重新设计了一种新的测试方法.新方法使用天线增益替代天线系数,利用天线增益测试的必要条件避免互阻抗的影响;证明了新方法与原方法的原理间的等价条件;通过实测验证了新方法的有效性.      

一种一阶延迟惯性环节温控系统优化设计方法

为提高惯性仪表的温控精度,针对纯延迟环节对温控系统稳定性的影响,提出一种一阶延迟惯性环节温控系统的优化设计方法.该方法充分利用平衡电桥消除温度跟踪误差,设计脉冲宽度调制(PWM)控制方法提高加热效率,同时基于Ziegler-Nichols整定法进行PID控制器优化设计以提高温控系统的相角裕度,使得温控系统对仪表间参数差异的适应能力大大增强.试验表明,在实验室条件下和具有强制对流环境的温度循环试验条件下仪表温控精度为0.006℃(1σ).该方法简单有效,阻容参数易于选取,能够满足温度控制的高精度要求.     

数字式精密温控对FOG IMU性能的影响

以战术级光纤陀螺(FOG, Fiber-Optic Gyro)惯性测量组合(IMU, Inertial Measurement Unit)为研究对象,分析了环境温度与其测量精度的关系.为抑制外界温度对IMU的干扰,提出了一种实用的IMU温度控制方法,即根据IMU的热分析与仿真,优化温度控制方案和控制算法,并依此方法为IMU设计了基于模糊PID(Proportion Integration Differentiation)算法的数字式温控系统,研究了有温控和无温控对陀螺和加速度计测量精度的影响.试验表明,对IMU进行精密温控,改善了惯性器件的热环境,有助于提高IMU的综合性能.      

仿真技术在滚动阻力测试设备研发中的应用

为保证滚动阻力测试数据的精度,需对影响设备测试性能的关键因素进行评估预测.基于检测设备的测试原理,建立了轮胎滚动阻力的数值仿真模型,通过对采集的传感器输出物理量进行算法处理,模拟多工况下滚动阻力的测试特性.改变转鼓和轮轴中心线的相对基准位置,在对测试数据差异性分析的基础上,采用一次正交回归算法对采集的数据进行误差修正.与实验室的实测数据进行对比验证,趋势性试验表明该测试模型能够正确反映滚动阻力与控制条件之间的响应关系,表明该测试模型具有较高的可靠性;重复性试验表明滚动阻力修正模型能够减小设备的系统误差,提高现有设备的测试精度.仿真结果为相关设备的研发提供了实践依据.     

仿真技术在滚动阻力测试设备研发中的应用

为保证滚动阻力测试数据的精度,需对影响设备测试性能的关键因素进行评估预测.基于检测设备的测试原理,建立了轮胎滚动阻力的数值仿真模型,通过对采集的传感器输出物理量进行算法处理,模拟多工况下滚动阻力的测试特性.改变转鼓和轮轴中心线的相对基准位置,在对测试数据差异性分析的基础上,采用一次正交回归算法对采集的数据进行误差修正.与实验室的实测数据进行对比验证,趋势性试验表明该测试模型能够正确反映滚动阻力与控制条件之间的响应关系,表明该测试模型具有较高的可靠性;重复性试验表明滚动阻力修正模型能够减小设备的系统误差,提高现有设备的测试精度.仿真结果为相关设备的研发提供了实践依据.     

融合加速试验及外场使用信息的寿命评估方法

加速试验技术是开展寿命评估的重要手段,它能够在短时间内得到大量的寿命信息,弥补了外场信息稀缺的问题.然而实验室环境并不能完全代表外场使用环境,它们之间存在一定的差异,其结果也往往不能反应产品的实际情况.针对上述问题,提出一种能够综合加速寿命试验、加速退化试验和外场信息的贝叶斯建模评估方法,利用修正因子对实验室和外场的差异进行修正,利用马尔科夫蒙特卡洛方法进行统计推断,从而得到更为精确的外场可靠寿命及可靠性评估结果.最后通过仿真案例对该方法的实施过程进行了说明及验证,并对其精度和敏感性进行了分析.     

捷联式天线平台的稳定性研究

将Rudin提出的红外成像捷联稳定模型用于天线平台的稳定,并应用不变性原理,采取匹配滤波方法,提高了稳定平台的解耦精度.具体仿真结果表明:在0.5 Hz~1.0 Hz频段解耦精度提高了35 dB.同时,在考虑传感器测量噪声的情况下,对天线平台的稳定误差进行了仿真分析,结果显示,传感器测量噪声对稳定误差有较大的影响,但通过滤波稳定误差可减小50%左右.      

基于射频敏感器的卫星三轴姿态确定方法研究

带有大型网状展开天线的同步轨道移动通信卫星,一般通过卫星本体的姿态控制间接保障星上通信天线的指向精度,难以避免天线因自身安装、变形、挠性振动等引起的指向误差.提出直接利用射频敏感器测量的信标信号误差确定卫星三轴姿态,并计算天线保持目标指向所需三轴姿态角偏差,通过卫星姿态控制系统实时或离线姿态修正以保证天线指向精度.利用数学仿真方式验证算法正确性和有效性.     

空间可展开天线模态测试与模型修正技术

为准确预测结构的力学特性,使仿真结果精确逼近试验结果,必须对有限元模型进行修正。由于网状可展开天线的有限元模型中存在着各类结构参数且内部索网属于柔性结构,索网索段由于预张力才具有刚度,结构的这一特殊性导致模型修正困难。对3 m可展开天线样机进行了模态测试,在样机自由状态下获取了结构的模态频率和振型;针对可展开天线这种柔性复杂结构模态参数难识别、待修正参数多的特点,对修正参数进行了有针对性的选择;使用基于设计参数灵敏度型的模型修正方法对有限元模型进行了修正,缩小了样机与仿真固有频率和振型之间的误差,得到一种处理含有索网结构的模态测试流程和模型修正方法。     

基于MARS的多径干扰抑制方法与实验研究

多径干扰是天线测量中普遍存在的环境干扰,它通常是由待测天线附近的设备对测试信号的反射所引起。针对天线定标中的多径干扰问题,提出采用数字吸波体反射抑制(MARS)技术对天线接收信号进行模式滤波,将信号中的多径干扰分量进行分离并滤除,进而降低测量环境中的多径效应。推导了相关公式,在天线平面近场测量系统中对该技术的效果进行了验证,实验中采用分布于待测天线附近的多个角反射器模拟环境中的反射源。结果表明该方法可以有效降低测量环境中多径效应对测量结果的影响,在待测天线最大辐射方向上的平均增益误差小于0.1dB,提高了天线测量精度。     

紧缩场反射面板热变形的适应性调整

随着季节的变化,紧缩场反射面板的温度在15~25℃之间变化.热变形量往往超出允许的误差.利用Marc有限元软件,分析了紧缩场在温度、重力和反向力等作用下的变形.针对变形最严重的工况下的变形,用最小二乘法对变形后的数据进行二次多项式曲线拟合,得出与变形后的反射面相一致的新的母线方程和焦距.仿真结果表明调整馈源位置,能够适合于面板焦距的变化.     

形面精度可调节的单层索网空间抛物面天线

大口径高形面精度的空间可展开天线是未来航天器天线的重要发展方向之一。提出了一种新型形面可调节的单层索网空间可展开天线。通过对单层索网进行静力平衡分析,给出了单层索网天线的内力计算方法,并基于能量法,建立了单层索网天线的形状预测理论模型,实现了单层索网天线的三步法找形方法。基于理论分析结果,建立了50m口径的单层索网天线的有限元模型,通过有限元模型对建立的单层索网理论设计分析方法进行了验证,并验证了单层索网天线的形面精度及在轨调整的可行性。理论分析和有限元分析结果表明,单层索网天线拓扑构型简单,可通过改变天线中心轴的长度,实现天线形面的在轨调节。在100℃的均匀温差下,通过在轨形面调节,50m口径单层索网天线的形面误差可降低至5mm以下。     

空间相机热平衡试验温度预测方法改进及应用

为实现对航天器热平衡试验平衡温度的预测,建立了热平衡温度预测的方程式,对影响预测结果的各参数进行了分析。首先,由节点网络法推导出平衡温度表达式,介绍了其基于非线性最小二乘法的求解过程,建立了平衡温度的迭代方程;其次,结合大量的试验数据,对影响迭代结果的3个因素进行了统计分析,并最终确定了各因素的合理取值范围;最后,利用温度预测程序对某空间相机热平衡试验中低温工况的平衡温度进行了预测,并与试验结束后的结果进行了对比。结果表明,预测温度与试验数据的误差为±1℃（在3%之内）,满足精度要求,对热平衡温度准确的预测有效的缩短了试验时间,节省试验费用。     

高分辨率立体测绘相机系统热控设计及验证

高分辨率立体测绘相机的光学系统及探测器的温度稳定性影响测绘相机的测绘精度。针对透射式光学系统,采用多级外热流抑制技术,使星相机透镜的温度稳定性提高了6倍;针对反射式光学系统,采用间接辐射式控温等热控技术,使主镜、次镜的温度稳定性达到±0.3℃;针对大功率电荷耦合元件（CCD）,采用基于环路热管（LHP）的节能型控温技术,在满足温度指标的前提下使环路热管驱动功率的周期平均值由60 W降低至33.8 W,同时节省约40%的主冷凝器面积及质量;针对CMOS,采用两级温度波动抑制技术,使其温度稳定性达到±0.3℃。研究了地面热试验的方法,报告了测绘相机系统关键部组件在极端空间环境下的在轨数据,全面验证了热控设计方法的正确性。     

民机结构腐蚀条件下疲劳寿命评定与试验验证

针对民机结构典型疲劳关键部位——机翼弦向对接部位,进行了腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法合理性的试验验证,评定了该部位腐蚀条件下疲劳寿命.通过关键部位细节模拟试件加速预腐蚀及随后的一般环境下疲劳试验,测定了预腐蚀影响系数曲线;通过腐蚀疲劳试验测定了腐蚀疲劳影响系数;通过关键部位大型结构模拟试件预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验,测定了典型使用情况下的腐蚀综合修正系数,同时用腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法针对交替试验情况进行了评定,结果对比表明该评定方法是合理、可行的.并给出了机翼弦向对接部位典型使用情况下的疲劳寿命评定结论.      

CCD器件用机械泵驱动两相流体回路仿真与试验

电荷耦合元件（CCD）作为航天光学遥感器的核心部件之一,其工作性能受温度影响很大,传统的热控产品难以满足大功率CCD的精密控温需求。通过仿真与试验系统研究了机械泵驱动两相流体回路（MPTL）用于CCD控温时的启动特性、运行状态、内部工质的流动及传热特性。结果表明:MPTL可以通过干度的调节来吸收冷凝器外热流和CCD工作模式的影响;MPTL的控温精度可以达到±1℃,蒸发器并联支路、蒸发器负载和冷凝器温度在一定范围内变化等均不会对系统运行稳定性产生影响,其仍可将CCD器件控制在所需温度;通过仿真与试验对比,发现仿真模型的误差在±1℃以内,验证了模型的有效性和准确度。MPTL可以很好地满足航天光学遥感器CCD的控温要求,能够保证CCD始终具有较好的温度稳定性和均匀性,且系统具有良好的运行特性和鲁棒性,其在CCD精密控温方面具有很好的应用前景。      

外弹道测量中速度修正新方法──辐射计法

介绍了外弹道测量中精度较高的速度修正新方法──辐射计法。其速度（距离变化率）误差是利用与距离误差△Ｒ之间的关系得到,而△Ｒ由微波辐射计在电波传播路径上直接测量大气辐射亮度温度得到。由于用微波辐射计得到的距离误差△Ｒ的标准差一般比常用的折射率预报法和射线描迹法降低１／３到２／３,所以利用本方法得到的距离变化率误差精度也必会比常用方法高,而且辐射计法可在任何方位角和仰角上进行实时修正。     

基于样条曲线插值的压力传感器的温度补偿

提出了基于三次样条曲线插值的温度补偿方法,用这种方法对测压范围为0.013 3×105~3.198 9×105 Pa,温度应用范围为-55~+80℃的高精度谐振筒压力传感器的实验标定结果进行了温度补偿.为加快标定过程,给出了传感器标定点数的减少方案.结果表明,在传感器的标定点数减少2/3的情况下,提出的温度补偿方法的综合误差为0.007 9%,约是基于径向基函数(RBF)神经网络的温度补偿方法的1/2,从而有效减少了传感器的标定成本和工作量.这对于解决高精度压力传感器的温度补偿问题具有一定的理论意义和工程应用价值.      

环境温度对汽油缸内直喷汽车排放的影响

选取2辆典型汽油缸内直喷汽车(GDIV),在环境舱内进行了不同环境温度下,车辆冷启动和热启动后按照全球轻型车统一测试循环(WLTC)运行时的排气污染物试验,测量并分析了GDIV排气中的气态污染物和颗粒物,旨在为GDIV排放系统设计、控制策略制定以及评价汽车排放对环境影响的相关研究提供理论依据。研究结果表明:环境温度对GDIV试验车辆冷启动和热启动的颗粒物数量(PN)和颗粒物质量(PM)排放因子影响显著。环境温度低于14℃,冷启动工况下行驶时PN排放难以满足国Ⅵ排放标准限值,总碳氢化合物(THC)和CO的排放因子受温度的影响显著,热启动时影响不明显。无论是热启动还是冷启动工况,当温度从-7℃逐步上升到40℃时,试验车辆的CO₂排放因子呈现先减少后增加的变化规律,2辆车在热启动时的CO₂排放因子比冷启动时平均降低4%和7%。冷启动和热启动时,氮氧化物(NO_x)排放因子受温度的影响均没有明显的规律。      

基于光纤陀螺的保偏光纤热致双折射

针对光纤陀螺在温度变化条件下的性能恶化问题,理论上分析了保偏光纤的热致双折射引起的偏振耦合是局限光纤陀螺精度的主要因素.采用有限元法计算光纤线圈在不同温度下的应力分布,并根据高低温不同的应力状态分别推导了双折射的变化情况.在光纤陀螺工作温度范围内,选取6个典型温度点计算光纤环上热应力和消光比的变化,结果显示,干扰双折射随温度变化的减小而减小,并将理论计算结果用测试消光比的试验验证.研究表明,双涂敷层光纤、胶粘剂、陀螺金属骨架材料的热力学性能的差异,导致光纤线圈在不同温度下折射率改变.在60℃时,光纤折射率差约为1×10^-4,与光纤本征折射率差5.5×10^-4达到同一个量级,这将严重影响光纤保偏性能及陀螺精度.