基于分形的数字图像水印技术

数字水印技术是解决多媒体数据包括卫星遥感图像等版权保护的一种有效手段。本文给出了数字水印技术的基本概念及主要特征,介绍了利用局部迭代函数系统进行分形图像编码的传统编码方法,研究并分类了现有分形数字图像水印方法:一类方法通过改变分形编码的编码参数,另一类方法利用图像的自相似性,还有一些用分形与其它理论相结合来嵌入水印信息。最后作者提出了进一步发展分形数字图像水印技术的几点建议。     

基于自抗扰技术的挠性航天器高精度指向控制

针对存在外部干扰和模型不确定性的挠性航天器,提出了一类新颖的基于自抗扰技术的控制方案,实现无姿态角速度反馈的航天器对目标高精度姿态指向控制。对目标相对姿态指向控制系统进行建模,引入一光滑连续秦函数,构造三阶扩张观测器,观测系统姿态角速度和总扰动,并利用其实现动态补偿线性化及扰动抑制。针对单框架控制力矩陀螺群作为执行机构常存在的奇异,引入零空间空转指令设计了一类奇异避免操纵律。将控制系统方案用于某挠性航天器模型,仿真结果验证了方案的有效性、合理性。     

空间细胞机器人系统关键技术及其应用

针对传统空间操控装置难以适应未来大型空间设施在轨建设的问题,提出一种能够实现多层次自重构的空间细胞机器人系统,并对其概念体系以及设计理念进行了分析。介绍了空间三角桁架装配场景下的空间细胞机器人系统硬件设计。提出了空间细胞机器人系统关键技术,包括多智能体协同不确定行为规划、多层次机器人系统构型决策、多智能体协同无环境地图自主导航以及多智能体分层协同分布式控制等。最后结合空间细胞机器人系统的特点与优势,对其应用前景进行了展望。     

基于ACMPE、ISSL-Isomap和GWO-SVM的行星齿轮箱故障诊断

针对从行星齿轮箱非线性、非平稳振动信号特征提取困难的问题,提出了一种基于自适应复合多尺度排列熵(ACMPE)、改进监督型自组织增量学习神经网络界标点等度规映射(ISSL-Isomap)和灰狼群优化支持向量机(GWO-SVM)相结合的行星齿轮箱故障诊断方法。利用ACMPE从复杂域提取振动信号的故障特征,构建高维故障特征集;采用ISSL-Isomap方法对高维故障特征集进行维数约简,提取出低维、敏感故障特征;应用GWO -SVM分类器对低维故障特征进行模式识别,判断故障类型。行星齿轮箱故障诊断实验结果分析表明:与多尺度排列熵(MPE)、复合多尺度排列熵(CMPE)等特征提取方法相比,ACMPE方法在分类效果和识别精度上更具优势;与局部切空间排列(LTSA)、等度规映射(Isomap)、加权Isomap(W-Isomap)、监督Isomap(S-Isomap)和监督型自组织增量学习神经网络界标点Isomap(SSL-Isomap)等降维方法进行比较,ISSL-Isomap方法降维效果最佳;所提方法的故障识别率达到100%,具有一定优越性。      

基于模糊在线调整权重因子的三相六开关容错逆变器驱动异步电机FCSMPTC

为了进一步提高异步电机的控制性能,减小磁链和电流脉动,针对传统异步电机有限控制集模型预测转矩控制(FCSMPTC)中目标代价函数权重因子的配置问题,提出一种模糊在线调整权重因子的异步电机FCSMPTC方法。通过判断转矩和磁链误差,采用TakagiSugeno模糊控制方法实现对权重因子的动态调整,并给出了模糊论域和相应的模糊规则设计。同时考虑到三相异步电机驱动系统中逆变器开关故障给控制系统带来的影响,采用三相六开关容错控制策略对系统进行容错控制。仿真结果表明:该控制方法能够平滑磁链和电流输出,减小电流谐波。     

航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。      

一种用于纳米颗粒场致发射推力器的自中和技术

纳米颗粒场致发射推力器(NFET)是一种用于微小卫星的固体工质静电推力器,为促进NFET的工程研制,提出一种新的自中和技术——反向充电中和策略。为研究这种自中和技术的设计方法,建立相应的数值模型以模拟该中和技术下羽流输运过程,并且,在真空舱中开展NFET的羽流测量试验来验证中和模型的正确性。以比色温度计和"打靶法"装置来分别测量羽流温度分布和推力,通过试验与仿真结果的对比,羽流温度变化的试验结果与仿真结果在定性规律上一致,推力的计算误差在9%～10%。在验证模型正确性的基础上,利用该数值模型对关键设计参数进行数值分析。结果表明:引出极与发射极的内径比变化会导致外加电场对剩余电荷颗粒作负功,引起推力下降,该物理参数在0.94附近时,推力达到极大值;而随着颗粒直径的增加,羽流中和区域整体向下游推移,推力升高。本文结论可为NFET的反向充电中和策略提供设计参考。     

Mg-Li-Ca表面气相扩散法制备氢氧化镁/硬脂酸 复合涂层的耐蚀性能

采用气相扩散法,在Mg-1Li-1Ca镁合金表面制备氢氧化镁/硬脂酸复合涂层,以提高镁合金的耐蚀性能。利用高分辨扫描电子显微镜(SEM)、傅里叶红外光谱仪(FTIR)、X射线衍射仪(XRD)对涂层的表面形貌和化学成分进行表征;通过电化学实验和腐蚀浸泡实验研究复合涂层的耐蚀性能,探讨复合涂层成膜机理和耐蚀机理。结果表明:Mg-1Li-1Ca合金表面氢氧化镁涂层呈紧密排列的花瓣状多孔结构,硬脂酸涂层未明显地改变氢氧化镁涂层形貌;因其具有较低的表面能,表现出良好的疏水性,有效地阻止了腐蚀介质进入涂层内部,增强了涂层的屏蔽作用;氢氧化镁/硬脂酸复合涂层的腐蚀电流密度(1.45×10–7A/cm2)比Mg-1Li-1Ca合金基体腐蚀电流密度(2.70×10–5A/cm2)降低了两个数量级。交流阻抗值表明,此复合涂层的电荷转移电阻约为基体的200倍。说明此复合涂层有效地提高了镁合金的耐蚀性能。     

箭载SINS快速自对准技术

为适应运载火箭快速发射需求,捷联惯导系统采用自对准技术逐渐取代了复杂的光学瞄准系统。针对初始对准中Kalman滤波器收敛缓慢的问题,提出了基于低通滤波的运载火箭快速自对准方法。该方法基于凝固惯性系自对准算法,采用移动窗双矢量构造方案,实现了自对准实时解算。通过在凝固惯性系间姿态转换矩阵后端引入低通滤波器,降低杆臂效应引起的有害加速度影响,保证自对准精度。该方法不需要进行复杂的Kalman滤波运算,能够快速收敛,工程实现简单。数字仿真和试验数据表明,采用基于低通滤波的凝固惯性系自对准方法可以达到Kalman滤波对准同等级精度的同时缩短对准时间到5min以内,验证了该方法的有效性。