基于仿真的正交试验在对接锁系运动同步性研究中的应用

对接锁系运动同步性是空间对接机构完成刚性连接和分离的关键技术,通过采用 正交试验的方法合理设计仿真试验,高效找出影响对接锁系运动同步性的主要因素,明确了 提高锁系运动同步性的改进方向。     

采用打靶法设计考虑地球扁率的机动轨道

地球扁率对航天器机动轨道的影响不可忽视,因此研究考虑地球扁率的机动轨道设计方法对实现航天器的快速自主轨道机动是很有意义的。打靶法能够很好的解决两点边值问题,因此可以用来设计机动轨道。在仿真过程中发现,虽然一般情况下打靶法都能够很快收敛,但当地心转移角接近π时却出现发散现象,用卫星工具软件包(STK)、拟平均根数等方法验证了这一现象。通过理论分析找到了在两次冲量转移假设下,考虑地球扁率的机动轨道在地心转移角接近π时对末端边界条件比较敏感的原因,并提出了解决办法。     

基于X射线脉冲星的航天器自主导航数值分析研究

基于X射线脉冲星的天文自主导航方法稳定、可靠、精度高,是航天器自主导航领域重要的发展方向.论文介绍了基于X射线脉冲星导航的基本原理,给出了脉冲星自主定位的滤波模型;基于扩展卡尔曼滤波导航算法,以地球同步轨道为例,分析了不同初始误差、轨道倾角、轨道偏心率以及不同脉冲星方位误差下的导航精度.仿真算例表明,在脉冲星方位误差为0.001″、脉冲到达时间测量误差为0.1μs的情况下,导航定位精度优于1km,且对初始误差不敏感;脉冲星方位精度、脉冲计时精度、轨道面位置和轨道偏心率是影响导航精度的主要因素.      

交会推力器配置优化研究

研究了交会对接任务中主动飞行器的推力器配置优化问题.设定质心偏离推力器组,以推力器安装角为设计变量,建立了平面布局模型.针对不同的运动控制要求,建立平移、纯力矩以及多因素情况的优化模型,并进行了求解、分析和比较.     

圆轨道近程自主交会轨道设计

采用线性化CW方程研究了空间飞行器近程自主交会轨道设计问题。结合多冲量滑移算法和工程上对交会时间的要求,提出了快速、指数及慢速滑移轨道的概念,给出了三种轨道的设计方法和实现算法。本方法可以实现接近操作减速以及撤离操作加速的任务要求。通过仿真对接近和撤离等交会操作进行了验证,仿真结果表明设计方法可行,满足交会任务对时间及状态参数变化规律的要求。     

无速度传感器永磁同步电机直接转矩控制系统

详细阐述了零矢量在永磁直接转矩控制系统中的作用，指出如果合理应用零矢量，不仅能使永磁电机(PMSM)的DTC系统正常运行，而且能减少转矩脉动的频率和改善系统的性能。还研究了PMSM的DTC系统的无速度传感器技术，构建了包含零矢量在内的无速度传感器PMSM的DTC系统，仿真和实验都证明了理论的正确性。在无速度传感器的条件下，PMSM的DTC系统实现了宽范围调速，调速比达到了1：100。     

目前世界机场周界报警防护系统技术综述

机场周界报警防护系统所使用的户外周界入侵传感探测器问世已有几十年，最初多应用于军事机构及政府部门，随着技术的进步，特别是随着数字信号处理（DSP）技术的进一步发展，探测器在探测性能和环境适应性等方面有了极大提高，价格也进一步降低，逐步应用于民用行业。     

高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计

 为提高大升阻比高超声速滑翔飞行器机动突防能力,提出了一种侧向摆动式机动弹道的设计方法。基于动态逆的思想,建立了侧向摆动式机动弹道的弹道形式和所需倾侧角间的关系模型;在平衡滑翔假设下,将包括动压、过载和热流在内的飞行约束转化为迎角约束,从而确定了迎角-速度飞行走廊;在此基础上,设计了平衡滑翔情况下满足侧向摆动式机动及飞行约束所需的迎角变化规律。根据所设计的迎角和倾侧角,即可实现平衡滑翔情况下预定机动模式的侧向机动。以HTV(Hypersonic Technology Vehicle)为例进行仿真分析,结果表明该方法能够快速设计出预定机动幅度和机动频率的侧向摆动式机动突防弹道。     

基于自由状态平面靶标校准的激光扫描测头研究

研究了三维激光扫描测头的数学模型,构建一种面向现场的三坐标视觉测量系统。其标定方法基于平面自由移动靶标,设计了基于二次曲面拟合的空间几何参数测量方法。实验结果表明在测量范围为900mm×600mm×600mm的情况下,测量误差范围小于0.3%。     

某型发动机滑油颗粒监测试验数据预测分析研究

针对某型发动机滑油颗粒监测试验数据预测分析的需要,主要研究了时间序列模型和灰色模型两种预测模型,并有机结合起来,形成新的灰色时序模型;分别进行预测分析,并比较预测精度。预测结果表明:灰色时序模型预测精度高,具有很好的预测能力,有较高的实用意义。