一种基于散斑图像的嵌入式微位移测量系统的研制

为了满足微位移量的实时、非接触测量的需要,研制了一种基于散斑图像的嵌入式微位移测量系统。从计算精度、存储资源和计算效率等角度,综合分析比较了Dirac法、IDFT法、MMSEI法和MMSEII法的测量性能,并基于MMSEI法和DSP处理器(TMS320DM642)设计实现该测量系统。重点论述了系统软件和实验系统的设计与实现方法,并分别在不同运动速度、表面粗糙度和表面材料的条件下,对测量系统进行实验和数据分析。实验结果表明,该测量系统是可行有效的,但系统的稳定性需要进一步改进和提高。     

三自由度平面驱动冗余并联机器人的设计空间

机器人机构尺寸综合是一个极其复杂而重要的问题,本文采用空间模型理论将三自由度平面驱动冗余并联机器人机构无限多维的物理尺寸转换为三维而有限的设计空间中,进一步得到了设计空间的平面图,并给出了其应用例。设计空间的建立为研究该机器人性能与尺寸关系及其优化设计奠定了基础。     

发动机喷管对火箭气动静稳定及控制特性影响研究

发动机喷管外露于火箭尾部是常见情形,但在火箭气动设计过程中却经常不予考虑。利用数值计算方法,研究喷管外露部分对火箭气动静稳定及控制特性的影响。计算结果表明:在超声速Ma=2~12、攻角30°范围内,外露喷管对火箭气动静稳定性有1%~2%的增加,且气动控制效率明显,喷管±3°摆角产生的气动控制力矩约为头部空气舵±20°摆角的1~2倍。因此,对于确实存在喷管外露的火箭,在气动特性设计过程中需充分考虑喷管对静稳定性的影响,甚至可以考虑将喷管作为气动控制面,用于火箭无动力滑行段的姿态控制。     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

硅基材料烧蚀模型研究

对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料，用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算，计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性，在原有的液态层模型的基础上，考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用，提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型，即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点，根据发动机模型的试验结果，初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况；从多种工况计算结果可看出，新模型和经验公式是比较合理的。     

基于GALILEO的LOC信号多径误差研究

分析了伽利略卫星导航系统中采用线性偏移载波调制新技术的LOC信号     

压力对天然气为前驱体制备C/C复合材料的影响

研究了以天然气为前驱体制备C/C复合材料时,前驱体压力对致密化速率及热解炭显微结构的影响.通过偏光显微镜测量单根炭纤维上所沉积的热解炭厚度,并观测不同区域的热解炭显微结构.实验结果表明,在沉积温度为1 100 ℃时,当前驱体压力从1 kPa提高到10 kPa时,C/C复合材料的密度从1.10 g/cm3增加到1.52 g/cm3,密度梯度减小,同时热解炭的结构出现SL到RL的转变.     

临近空间飞艇运行环境及其影响

叙述了运行在20km以上临近空间的飞艇要经历的对流层和平流层的环境特点,对压力、密度、温度、太阳辐射、臭氧、水蒸气、高能粒子及大气污染物这些大气环境进行了分析,并提出了环境控制需要注意的几个问题,为临近空间飞艇的设计提供了参考。     

二自由度平面并联机床的柔度与变形分析

文中对一种新型平面并联机床的速度,力与变形关系进行分析,得到其速度、力雅可比矩阵进而得到其柔度矩阵,提出该并联机床柔度评价指标,并给出了该评价指标在工作空间内的分布情况,为该并联机床的设计与应用提供了有益参考。     

一种卡尔曼滤波器的永磁同步电机无速度传感器

针对滑模观测器的永磁同步电机参数误差容易造成估算误差和反电动势中存在高频纹波分量的缺点,使用低通滤波器不能有效消除高频纹波,提出在滑模观测器前端引入卡尔曼滤波器来消除高频纹波,使得永磁同步电机的控制系统具有更好的稳态效果和动态响应。依据设计仿真搭建MATLAB平台,对提出新方法进行验证。试验结果表明增加卡尔曼滤波环节后的滑模观测器不仅鲁棒性强,而且在一定程度上有效抑制了抖振,在系统快速性及稳态性能上都有较好的效果。