接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。     

机载雷达近程杂波高效自适应抑制算法

针对机载雷达近程杂波抑制提出了一种高效俯仰向空域自适应处理算法。该算法从雷达系统设计出发,在每一次相干积累时间内采用仅包含近程杂波的第一个填零脉冲为训练样本。同时,在俯仰向进行降维处理形成和、差波束,并基于旁瓣相消原理利用俯仰差波束自适应对消和波束中的近程杂波。理论分析和仿真结果表明,本文方案能高效滤除近程杂波,且俯仰主波束保形性能好,运算量小,适合工程应用。     

开关磁阻电机无位置传感器技术的研究现状和发展趋势

无位置传感器技术是开关磁阻电机(Switched reluctance motor,SRM)系统研究的一个重要方向。该技术的研究可以进一步提高SRM的系统集成度,增强系统的高速性和环境适应性,充分发挥SRM的强容错能力和高可靠性。本文针对启动和低速运行以及中、高速运行等不同运行状态对目前国内外所研究的无位置传感器方法进行了分类讨论,并评述各种方法的优缺点;最后对该技术所亟需解决的关键技术和未来发展趋势进行了分析和展望,以期对未来开关磁阻电机系统的深入研究和拓宽应用提供参考。     

外圆车削过程中的零件变形分析

由于弯曲变形的影响,在车削细长轴类零件时车削厚度随车削位置发生变化,使最终成型零件呈现两头小中间鼓起的木桶状,影响零件精度.本文从切削参数入手,从理论上预测了车削轴类零件的车削力和加工精度.     

基于FFT的扩频信号快速捕获技术研究

在扩频通信系统中,扩频信号的快速捕获是系统功能实现的关键技术之一,同时也是一种非常重要的抗干扰手段。文章首先介绍了基于FFT的扩频信号快速捕获方法的原理,其次,针对具体实现中的一些难题,给出了采用平均相关处理的FFT快速捕获的具体实现方法,叙述了该方法的实现过程,并给出了仿真分析结果。     

Swsy—H型温湿度计量装置的研制

介绍了温湿度计量装置的研制,阐述了其工作原理、硬件组成、关键技术及实现的功能。该装置的研制成功不仅能够满足小型湿度传感器和温度传感器的校准需要,也可以用于露点湿度计（露点范围：-20～40℃）的校准。     

旅客机环境控制系统方案分析

介绍了波音公司和空中客车公司环境控制系统的发展现状,提出了一种使用R134a工质的变频蒸发式制冷的环境控制系统,应用起飞总质量法进行了代偿损失分析,对给定飞行剖面上的能量消耗进行了计算及定性分析,并以燃油消耗为指标对新系统的能耗特性与采用空气制冷的环境控制系统进行了比较.新系统有效降低了燃油消耗(仅21.93kg/min,约是传统系统的40%),提高了飞行的经济性。系统的低噪音、灵活调节和无污染供气,能够提高座舱的健康、舒适度.     

交互式棱柱网格生成中翘曲现象形成机制及消除算法

在基于径向基函数插值的交互式棱柱网格生成中,当物面网格单元空间法矢变化范围较大或变化剧烈时,棱柱网格生成会发生翘曲问题,降低棱柱网格质量。针对该问题,首先采用DLR-F6机翼外形算例对翘曲现象进行了介绍和初步分析,并结合平板外形棱柱网格生成,通过不同波长推进位移扰动模拟法矢变化对推进位移的影响,研究棱柱网格翘曲现象的形成机制。不同位移扰动下平板棱柱网格生成结果证实边界棱线网格点推进位移不光滑会通过空间插值放大,引起棱柱网格发生翘曲,且网格翘曲的表现形式与推进位移的分布有关。从而间接表明棱柱网格生成中翘曲现象是由法矢变化带来推进位移分布不光滑引起的。然后从翘曲现象的形成机制出发,基于拉普拉斯方法发展了推进位移光顺技术,并通过DLR-F6机翼算例进行了验证。测试结果表明,光顺技术能够完全消除棱柱网格的翘曲,获得光顺的高质量棱柱网格。最后通过DLR-F6翼身组合体外形棱柱网格生成,展示了添加光顺技术的棱柱网格生成算法的应用潜力。     

Design and analysis of an extended mission of CE-2: From lunar orbit to Sun–Earth L2 region

Chang’E-2 (CE-2) has firstly successfully achieved the exploring mission from lunar orbit to Sun–Earth L2 region. In this paper, we discuss the design problem of transfer trajectory and at the same time analyze the visible segment of Tracking, Telemetry & Control (TT&C) system for this mission. Firstly, the four-body problem of Sun–Earth–Moon and Spacecraft can be decoupled in two different three-body problems (Sun–Earth + Moon Restricted Three-Body Problems (RTBPs) and Earth–Moon ephemeris model). Then, the transfer trajectory segments in different model are computed, respectively, and patched by Poincaré sections. The full-flight trajectory including transfer trajectory from lunar orbit to Sun–Earth L2 region and target Lissajous orbit is obtained by the differential correction method. Finally, the visibility of TT&C system at the key time is analyzed. Actual execution of CE-2 extended mission shows that the trajectory design of CE-2 mission is feasible.     

亚临界压力下航空煤油RP-3动力黏度测量

基于经典的毛细管测量流体黏度原理,提出一种新型的测量高温高压条件下的单相介质流体黏度的方法及实验设备.经过误差分析,该方法具有1.009%的测试误差.利用该方法对蒸馏水的动力黏度（2 MPa,295～400 K）进行了标定实验,实验结果表明动力黏度测量的平均偏差小于0.715%,其最大偏差不超过2.3%.然后对国产航空煤油RP-3在压力0.1～2 MPa下,温度为298～744 K下动力黏度进行了测量.该方法适用于均一的牛顿流体.