基于3星子集的GPS快速选星算法

针对高精度GPS导航系统中,空间星座数量变化时由星座选择带来的运算量较大的问题,利用 Sherman Morrison 矩阵求逆引理,推导得到GDOP（Geometric Dilution of Precision）值的增量递推计算公式。 在此基础上提出一种基于由3颗GPS卫星组成“3星子集”的快速选星算法,并利用LLRB树（Left Leaning Red Black Tree）的存储搜索策略辅助快速产生最佳4星组合。相对于传统GDOP选星法,在可视星卫星数增加时,浮点数运算量（FLOPs）可减少将近一半;当可视卫星数减少时,FLOPs可降低到接近为0。实际试验结果表明,3星子集选星方法可以有效降低星座突变时由星座选择带来的时间消耗,提高星座更新的实时性。     

利用零运动避免SGCMG框架轴转速死区的方法

研究了应用SGCMG零运动避免框架轴转速死区的方法。利用奇异值分解的方法对SGCMG的零运动进行分析,提取正交的零空间基底与各个基底对应的坐标值。以SGCMG零运动尽量远离零为原则选取性能指标,令性能指标取极小,求解出零空间基底坐标方向的单位列阵。以每一个SGCMG的框架轴转速均大于死区转速为准则,给出了选取零空间基底坐标列阵模长的方法。设计SGCMG零空间基底坐标的调节策略,能使得SGCMG长时间运行在框架轴转速死区外。最后给出含有卫星姿态控制系统的仿真实例,校验了所设计零运动的有效性。     

一种粒子群模糊支持向量机的航天器参量预测方法

针对航天器精确预测与健康管理的需求,将粒子群算法、模糊数学与支持向量机的优势相结合,提出了一种粒子群模糊支持向量机预测方法。针对某卫星南帆板输出电流参量的预测实例,设计了总平均绝对误差、总平均绝对百分比误差、总均方根误差三个预测结果评价指标,对不同步长情况下的预测结果进行了比较,证明了粒子群优化模糊支持向量机预测方法的有效性。通过对比粒子群优化模糊支持向量机模型、灰色粒子群神经网络优化模型、粒子群神经网络模型、灰色模型预测的总平均绝对百分比误差,结果证明粒子群优化模糊支持向量机的预测精度和效率较高,在航天器参量预测领域具有较好的应用前景。     

一种高动态卫星网络的拥塞控制算法

针对卫星网络通信路径发生改变引起往返时延突变,导致现有的拥塞控制机制中超时重传时间估计不准确,并对拥塞窗口计算产生不利影响的问题,提出一种基于链路长度的带宽估计TCPW\|BLC算法。该算法通过计算通信链路长度合理调整拥塞窗口、慢启动阈值及超时重传定时器中相关参数的增益因子,使拥塞控制算法在往返时延突变情况下仍保持较高吞吐量,适应卫星网络动态环境特性。NS2仿真结果表明,TCPW\|BLC算法相比TCPW算法在卫星网络中吞吐量性能提高了2.8%,有效降低了时延突变给拥塞控制机制造成的不利影响。     

基于线聚焦菲涅耳透镜的空间聚光光伏系统特性的实验研究

对线聚焦菲涅耳透镜的空间聚光光伏系统的特性开展了实验研究,以期解决工程设计时多参数合理匹配和选择的问题。通过研制由菲涅耳透镜—单晶硅太阳电池光伏组件、太阳模拟器和测试设备组成的实验装置,开展了菲涅耳透镜失焦距离、聚光比和太阳电池短路电流、开路电压、最佳功率、填充因子、效率、温度等之间的关系以及不同失焦距离和不同太阳光线横向偏角对聚焦宽度的影响的实验测试和实验分析工作。研究结果表明：聚光太阳电池性能随短路电流和最佳功率的提高而提高,短路电流和最佳功率分别随聚光比的增加而近似呈线性增大,开路电压基本不随聚光比变化;失焦距离变化引起透镜聚焦宽度变化,进而影响电池表面辐射强度和有效聚光比,应控制失焦距离在可允许范围内;太阳电池串联电阻对聚光太阳电池工作性能存在不利影响,需尽可能选择低串联内阻、高填充因子的太阳电池;应保证聚光太阳电池具有良好的散热条件;太阳光线横向偏角会导致聚焦宽度变大、聚光比减小,并使聚焦光线偏离太阳电池,应控制横向偏角在规定范围内。研究结果为线聚焦菲涅耳透镜空间聚光光伏系统工程设计提供了技术支持。     

空间站信息系统仿真验证平台设计

对空间站信息系统仿真验证平台的设计进行了研究。介绍了信息系统组成架构和工作原理,设计了仿真验证平台方案。给出了总线管理调度及数据融合仿真、高速以太网功能与性能验证、WIFI无线通信仿真验证、基于新架构的数字化仿真,以及信息系统联合仿真的内容、方案和结果。     

同步串行总线在通信卫星转发器中的应用

提出了一种适用于通信卫星转发器分系统测控数据传输的5线制同步串行总线,支持30个终端同时接入,改变了通信卫星平台传统的点对点式的遥测遥控信息传输方式,大大减少了通信舱内电缆数量;并在某通信卫星载荷舱上进行了应用,使卫星载荷舱质量减少几十千克,提升了卫星平台的有效载荷能力。文章设计的串行总线提供标准的接口电路,有利于有效载荷设备的扩容,可以推广至更多的有效载荷设备,构成其之间的测控信息网络。     

Performance comparison of aero-ramp and transverse injector based on gas-pilot flame

A direct performance comparison between the four-hole aero-ramp injector and single transverse injector in a dual-mode scramjet combustor was conducted. The mixing characteristics of two injectors were calculated by solving the three-dimensional (3-D) compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations (RANS), with the help of the shear-stress-transport (SST) k-ω turbulence model. The numerical results show that the far field mixing efficiency of the aero-ramp injector is higher than that of the single transverse injector. High enthalpy vitiated air was heated to a total temperature of 1200K by hydrogen-oxygen combustion, entering the isolator entrance at a Mach number of 2.0. Non-reacting experimental conditions involved sonic injection of nitrogen to safely simulate ethylene injected into the combustor at a jet-to-free stream momentum flux ratio of 2.6. Schlieren photographs were obtained to analyze the shock structure around the injectors. Reacting test conditions involved sonic injection of ethylene at the jet-to-free stream momentum flux ratios ranging from 0.5 to 2.7. High speed camera was used to capture the flame structures in the near-field combustion. The experimental results show that the aero-ramp injector produce sustained combustion over a wider range of fuel-air ratios than the single transverse injector. At the identical jet-to-free stream momentum flux ratio, the aero-ramp has a larger isolator margin than the single transverse injector, demonstrating a better ability for avoiding overflows. However, the air specific impulse and total temperature recovery of two injectors, which are calculated by the one-dimensional (1-D) performance analysis code, are almost identical.      

挠性航天器姿态机动的变论域自整定模糊PID控制

建立了带有太阳翼的挠性航天器的姿态动力学模型,应用改进的罗德里格参数来描述姿态运动学模型。针对挠性航天器模型参数不确定性和环境干扰等问题,提出了变论域自整定模糊比例积分微分(PID)控制方案,构建了计算简单并且可以达到控制精度的伸缩因子。基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明,变论域自整定模糊PID 控制响应速度比传统PID控制、模糊PID控制快350s,且无超调,不仅能够使航天器完成对目标姿态的机动,而且能够有效地抑制挠性太阳翼的振动。     

惯性/里程计组合导航技术在管道定位中的应用

石油天然气管道担负着油气传输的重任, 定期对传输管道检测能使其安 全、高效地运行。为此设计了管道导航定位系统,用于对管道探伤位置的精确定位。管 道导航定位系统主要由激光捷联惯性导航系统与里程计组成,搭载在管道检测设备中。 通过测量、存储检测过程中的传感器信息,在检测结束后离线处理数据,得到管道导航 定位信息。通过对惯性/里程计分别进行误差分析与建模, 搭建了组合导航系统卡尔曼 滤波器模型, 进行了跑车试验与实际管道定位试验。试验结果表明该惯性/里程计组合 导航管道定位精度满足管道高精度定位要求。