X射线脉冲星自主导航的卫星运动方程

基于X射线脉冲星的卫星自主导航模型中, 无论从理论上还是从测量精度方面考虑, 光子到达时间测量方程(观测方程)和卫星运动方程(状态方程)应在同一参考系中讨论. 在DSX体系中太阳系质心系是惯性系, 可以使用现行时间测量方程, 但卫星摄动加速度中除了地球多极矩、日月引力摄动和太阳光压三项外, 还应考虑相对论修正项, 计算表明该修正项导致卫星位置误差在10m量级. 而地心系是非惯性系, 在此系中卫星运动方程中的相对论效应导致卫星误差在10 cm量级, 因而可以忽略, 但要将BCRS的时间测量方程转换到GCRS中. 在此基础上建立的导航模型较为精确和完整.      

CFRP电流辅助铆接的连接域热响应建模与验证

钛合金铆钉变形时易不均匀、易开裂,在碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）铆接过程中引入脉冲电流作用,软化铆钉并改善其塑性。研究了连接域内的热响应机制与温度场分布,基于能量守恒、焦耳热定律、热传导定律构建了静态焦耳热模型表征稳态换热铆接工况下的CFRP温度,考虑铆接过程电流波动、温度分布不均和热区域分散性建立了动态温度场模型预测铆接过程温升。结果表明：CFRP孔周一定辐射半径范围处温度与钉中心温度线性相关,模型准确模拟出了40 s内的过程温度。静态模型在11%误差以内精准预测了中心饱和温度,动态模型模拟的温升趋势与实测温度值吻合较好。热量传递的滞后性使得动态模型对快速温升时的温度预测存在误差,该误差随电流密度变大而增加,最大达17.15%。接头损伤评估表明过程温度控制在150℃内时可获得质量合格的铆接接头。     

基于机器视觉与UMAC的自动铺丝成型构件缺陷检测闭环控制系统

为保证自动铺丝成型构件的性能,实现对成型构件表面质量的高效检测,本文基于机器视觉检测技术,自行研发自动铺丝成型构件表面缺陷检测闭环控制系统,使自动铺丝过程中预浸纱之间的间隙或重叠在允许范围内,从而保证铺丝精度。研究主要分为三个部分:铺丝成型构件表面图像提取与缺陷检测,检测数据传输,运动轴反馈控制,实现在自动铺丝过程中对成型构件表面缺陷检测实时闭环控制。针对电荷耦合相机采集到的预浸纱图像存在运动模糊和信噪比低等问题,将图像预处理划分为图像复原和降噪两大功能,根据不同类型的噪声采用对应滤波法进行降噪处理,提高了图像的信噪比,为后续检测提供高质量图像;预浸纱缺陷主要由其边缘直线这一几何特征进行表征,因此通过对预浸纱边缘检测实现缺陷识别;利用工控机向图像采集控制器发送命令实现图像采集,同时通过工控机与运动控制器之间信息流和数据流的交换实现检测数据的传输。探讨模糊控制理论用于闭环控制的研究,在反模糊化环节后面,加入自适应参数调节,以适应加工过程的突变,并成功地应用到自动铺丝缺陷检测闭环控制系统中,提高了伺服跟踪精度和跟踪实时性,从而提高铺丝精度。     

不同机载电子干扰条件下的飞机敏感性模型

对典型作战场景中雷达制导导弹威胁下的飞机敏感性进行了研究,分别从导弹发射和命中2个方面,建立了远距离支援干扰(SOJ)和自卫干扰(SPJ)条件下的飞机敏感性模型。首先分析了在典型电子对抗措施(ECM)和电子抗干扰措施(ECCM)条件下的雷达探测距离;其次提出了用于评价欺骗干扰的有效时间模型,结合典型制导律,建立了不同干扰条件下导弹命中分析的仿真模型;最后对不同干扰条件下的飞机敏感性进行了仿真实验。结果表明:电子干扰一定程度上能够降低非隐身战机的敏感性,但是对于低雷达散射截面(RCS)或者采用先进抗干扰措施的武器系统而言,电子干扰对飞机敏感性降低的作用有限甚至有害。研究结果对现役飞机通过电子干扰降低敏感性以及对在研飞机的敏感性设计具有一定的参考意义。     

基于石墨烯膜的光纤Fabry-Perot腔干涉特性分析

针对以新型材料石墨烯为膜片的光纤法珀压力传感器,应用圆薄膜大挠度弹性理论,利用有限元法分析了均布载荷下石墨烯膜的挠度形变;并基于Fabry-Perot干涉仪原理,建立了光纤Fabry-Perot腔压力传感的数学模型.根据石墨烯膜折射率特性,分析了层数、入射光角度等参数对石墨烯膜反射率的影响,获取了腔长损耗以及薄膜挠度形变导致腔长变化而引起的干涉光谱变化规律.仿真结果表明,增加薄膜层数可提高反射率、改善干涉性能;但随着载荷增加,其对挠度形变的影响表现为反向递减效应.8层石墨烯薄膜可获得0.715%的反射率,且当腔长为40μm时,直径25μm薄膜的理论压力灵敏度约为10nm/kPa.这为基于多层石墨烯的膜片式光纤压力传感器的设计提供了理论依据.      

火星进入段探测器自校准状态估计

由于大气密度、气动参数、突风和沙尘暴等因素的影响,火星探测器在进入段高速飞行的动力学模型中往往带来未知输入,这些未知输入使传统的滤波方法出现较大的偏差。研究采用一种新的自校准扩展Kalman滤波方法,对火星进入段的探测器进行状态估计,可以成功地消除这些未知输入带来的影响。数值仿真结果表明,该方法能有效提高导航精度。     

空间薄膜阵面结构褶皱分析

薄膜褶皱是空间薄膜阵面形面误差主要因素,其制约阵面技术性能参数。首先,基于ABAQUS软件,建立薄膜褶皱数值仿真过程和方法;对正方形薄膜阵面进行了褶皱数值模拟分析,包括分析模型和参数分析,考虑了预应力值、膜边形式（膜边、索边、卡框边）、粘结缝及粘结缝模拟方法、剪应力值对阵面褶皱的影响,取得了阵面褶皱参数特征和规律。论文方法和结论对薄膜阵面结构设计研发具有参考价值。
     

嵌金属丝端燃装药方案绝热层设计方法

根据固体火箭发动机绝热防护模型,提出了一种嵌金属丝端燃装药绝热层设计方法。用该法对某特定发动机燃烧室绝热层的设计结果表明:与动机原绝热层烧蚀相比,用本方法设计的绝热层可在绝热防护达到安全要求的同时,最大化地降低发动机消极质量。     

改进的被动段弹道解算平根数算法

根据被动弹道的特点,提出了一种适合于被动段弹道快速计算的改进平根数方法.根据自由段和再入段力学特点,阐述了改进算法的基本思路,使用神经网络求取再入阻力对轨道根数的影响,推导了改进方法的计算公式,给出了方法的计算步骤.从仿真计算结果可知,提出的算法具有速度快、精度高等特点.     

基于观测器的航天器执行机构失效故障重构

针对刚体航天器在轨运行时存在执行机构失效故障和外部干扰问题,提出了一种基于观测器的故障检测与重构方法。该方法运用迭代学习技术,利用上一步的执行机构故障观测信息来估计当前的故障信息,并最终实现故障的精确重构。此外基于Lyapunov方法从理论上证明了此故障诊断方法能够实时、在线地实现对常值、时变甚至随机型的执行机构失效故障的重构,并且对外干扰力矩具有一定的鲁棒性。最后,仿真结果验证了该方法的有效性。