基于主动特征选择的非合作航天器鲁棒视觉导航方法研究

面向非合作目标航天器近距离操作任务,针对采用自然特征的单目视觉相对位姿参数确定过程中特征提取与匹配导致的粗大误差增加导致结果不准确甚至错误,以及特征数量多增大计算量等问题,提出一种融合随机采样一致性(RANSAC)算法和主动特征选择的鲁棒视觉导航方法。用RANSAC算法剔除有粗大误差的特征点,给出了基于RANSAC的特征点选择步骤;根据不同特征点组合所计算的克拉美罗(CRLB)不同,用参数化CRLB下限选择对位姿确定精度有显著影响的点以减少参与计算的特征数量,给出了基于CRLB的特征点选择流程。仿真结果表明:综合RANSAC和CRLB的特征点选择方法可显著减少特征点数量,提高了位姿解算精度。     

卫星表面放电效应模拟器研制

文章介绍了自行研制的卫星表面放电效应模拟器。根据模拟器基本原理和应实现的主要功能,提出了模拟器的技术指标和具体设计方案;研制了模拟器标定系统,并利用该标定系统对模拟器放电电压和放电电流脉冲特性进行了测试标定。结果表明所研制模拟器的放电特性符合卫星表面放电效应模拟试验的要求,可以用于表面放电效应评估。     

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。     

发射箱压力波传播的数值分析及试验验证

利用计算流体动力学方法建立了发射箱内燃气流场计算分析模型,对火箭弹发射时箱内压力波传播进行了数值分析,获得了箱内前后出口处的流场压力。通过合理的设计开盖压力,能可靠实现发射箱前后盖的自动开启。经飞行试验验证,数值分析结果与试验情况吻合良好,表明箱内燃气流场计算分析模型的正确性。     

一种新型井下架线电机车供电电源设计

提出了一种新型的基于单周期控制的单位功率因数整流器为井下电机车供电。该电源由维也纳整流级和高频隔离DC-DC变换级两级功率变换器级联构成,但控制电路采用一级协调控制。电路控制简单,不需要乘法器和输入电压检测就可以实现单位功率因数运行,且可以降低开关器件一半的电压应力。详细分析了新型整流电路的基本工作原理和双闭环控制策略,并通过仿真和试验对此新型电路拓扑及其相应控制策略的正确性进行了验证。     

锥柱面螺旋线短程线与网格缠绕成型技术

针对复合材料网格结构筋条及蒙皮缠绕成型的需求,运用微分几何方法,对柱圆锥面螺旋线短程线进行了探讨。解决了复合材料网格结构筋条及蒙皮的缠绕成型问题。结果表明圆柱和锥段螺旋线的弧长和曲率计算方法,可用于圆柱段和圆锥段复合材料网格结构成型装置的设计生产和纤维缠绕。对数螺线和阿基米德螺线的弧长和曲率计算方法,可用于锥段复合材料网格结构软模成型装置的设计生产和纤维缠绕,为复合材料网格结构自动化制造创造了条件,同时针对工程需要,对不同的网格结构选择不同的加工成型方式,可大大降低加工难度,实现低成本快速批量生产。     

聚碳硅烷复合涂层抗激光烧蚀研究

提出在飞行器表面涂敷经过固化的聚碳硅烷复合涂层,激光照射时聚碳硅烷吸收激光能量发生分解和相变等物理化学过程,最终形成耐高温SiC陶瓷,从而减弱或消除激光对飞行器的打击.实验以铝合金为基板,以聚碳硅烷和二乙烯基苯混合溶液为涂料,并添加了ZrO2、V2O2,等高温可发生相变的陶瓷,铝合金基板涂覆后在150℃大气环境下保温6 h固化,形成黏附性好、有一定硬度的抗激光涂层,然后通过连续激光进行烧蚀验证.结果表明,基板没有烧蚀变形,聚碳硅烷涂层在激光烧蚀作用下发生分解、相变.生成了SiC陶瓷和游离C.其中添加剂ZrO2因高温相变体积缩小缓解了涂层与基板的热失配,不仅吸收激光能量,消弱了激光烧蚀,而且涂层与基板结合牢固没有脱落,对激光有良好的阻挡作用.     

高温真空绝热板的制备及性能研究

根据真空绝热原理提出一种可在高温环境下使用的新型高温真空绝热板(High-temperature vacuum insulation panel,HT-VIP)。在多孔碳化硅泡沫芯材表面包覆多层碳纤维布,通过化学气相渗透(Chemical vapor infiltration,CVI)热解碳的方法对外壳碳纤维体进行增密,然后采用聚合物浸渍裂解(Polymer infiltration and pyrolysis,PIP)工艺制备玻璃碳对材料进行致密化处理,最后采用低压化学气相沉积(Chemical vapor deposition,CVD)工艺沉积SiC涂层对材料进行封装,制备出一种具有耐高温、密度低、强度高、低导热以及抗热冲击的新型高温真空绝热复合材料。制备的致密碳纤维增强复合材料,材料内部为真空状态,材料密度为0.81g/cm3,抗压强度为8.75 MPa。当温度为100~900℃时,高温VIP有效热导热系数从0.20 W/mK逐渐增加到1.16 W/mK,比C/C和C/SiC复合材料低一个数量级。     

Chapman方程同伦分析方法求解研究

Chapman方程是再入领域的经典方程,适用于对航天器再入轨迹规律的研究,但难以得到其解析解,故提出利用同伦分析方法(HAM)求解Chapman方程解析解。将平衡滑翔再入近似解析解作为HAM的初始猜测解形式,并通过选取合适的辅助线性算子和基函数,得到Chapman方程在小升阻比下的同伦解。仿真结果表明,基于HAM得到的解析解与数值解能够很好地吻合,验证了该方法的有效性和精确性。     

近程反导舰炮拦截掠海目标供靶需求分析

针对舰炮武器系统设计定性试验供靶飞行速度低、飞行高度降不下来,且小航路捷径供靶实现难度大风险高,因此考核标准低,难以对舰炮武器系统进行有效充分考核等问题,从舰炮武器系统试验靶标供靶的速度、高度、航路捷径等方面分析了影响目标毁伤概率的因素,建立了毁伤概率计算模型。通过实际验算论证了近程反导舰炮拦截掠海导弹类目标时,如果目标速度低、飞行高度高、航路捷径大,对此类目标的毁伤概率将明显增大,导致武器系统考核标准降低。提出了为真实考核武器装备的作战效能,要采用速度高、掠海飞行、航路捷径小的靶弹类目标进行拦截试验,以解决试验的充分性、边界条件问题,实现从严考核之目的。