振动工况下的双螺母结构防松性能研究

双螺母结构应用广泛,正确拧紧的双螺母结构具有可靠的防松性能。通过有限元仿真和横向振动实验系统研究了双螺母上下螺母轴向力分配情况对防松性能的影响规律。研究结果表明,当双螺母结构在快要达到完全预紧状态时就能够起到很好的防松效果,在工程实际中为了保证防松性能,可以按照拧紧结束时双螺母结构达到完全预紧状态的轴向力分配比来确定拧紧工艺。     

拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。     

带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律

针对拦截机动目标的过程中考虑攻击角度约束的制导问题,为了达到最佳的杀伤效果,提出了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的带攻击角度约束的自适应STA有限时间滑模导引律。首先建立了考虑导弹自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的三维耦合制导模型;由于目标机动未知,对传统STA算法进行改进,确保系统含有不确定项时在有限时间收敛,在此基础上,结合自适应控制理论,设计了带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律。基于类二次型Lyapunov函数,对系统进行了有限时间收敛稳定性证明。通过与真比例导引律数字仿真结果对比分析,所设计导引律能够制导导弹精确命中目标,弹目视线倾角和偏角在有限时间高精度收敛至期望值,满足攻击角度约束要求,具有强鲁棒性和有效性,制导性能优于真比例导引律。     

物方反投影下的星载多光谱相机内视场虚拟线阵拼接

针对遥感卫星多光谱相机非共线TDICCD成像方式,文章提出了一种基于虚拟线阵CCD的相机内视场拼接方法。参考严格几何模型建立虚拟影像像点与地面点间的对应关系,校正相机内方位畸变,根据物方几何约束的地面点反投影算法,建立虚拟影像像点与原始影像像点的坐标关系模型,实现逐像素灰度赋值。最后,以两景"资源三号"卫星多光谱原始影像作为试验数据,验证所提算法的可靠性,试验结果表明:该拼接方法效果好、精度高,具有较好的应用前景。     

"巴遥一号"卫星双相机在轨绝对辐射定标及精度分析

"巴遥一号"卫星作为中国整星出口巴基斯坦的第一颗光学遥感卫星,搭载了两台全色/多光谱高分辨率相机,每台相机全色波段的像元分辨率为1m,多光谱波段(蓝、绿、红及近红外)的像元分辨率为3m。为满足"巴遥一号"卫星双相机绝对辐射定标精度7%(2σ)的指标要求,文章采用基于灰阶靶标的绝对辐射定标方法,在敦煌定标场开展了为期56天的试验,得到了双相机的绝对辐射定标参数,然后进行定标不确定性评估并与基于大面积均匀场反射率法的MODIS结果、基于太阳-漫射板的MODIS星上定标结果进行交叉定标验证。结果表明,文中方法获取的"巴遥一号"卫星双相机定标绝对辐射精度为5.2%(2σ),满足其绝对辐射定标指标要求和定量化应用要求。     

高超声速飞行器脆性透波材料大热流冲击下断裂性能试验

高超声速飞行器在俯冲段、高机动变轨或瞬间外露定位探测设备时,快速变化的高热流密度气动热会对天线窗、天线罩等部件产生强烈的热冲击。判断脆性材料透波部件在大热流密度冲击下是否出现断裂破坏及确定断裂时间点,对于高超声速飞行器能否最终锁定并击中目标具有极为重要的意义。本文建立石英灯红外辐射式大热流冲击试验系统,最大冲击热流密度可达1.5 MW/m²,并对SiO₂和Al₂O₃2种脆性材料进行了高速热冲击试验。热流冲击模拟准确,控制结果与预设热流的相对误差小于1.0%。同时,采用数字图像相关方法实时采集热冲击过程中脆性材料表面散斑图像的动态变化,成功捕捉并获得了断裂时间点这一重要关键参数。通过对散斑图像的分析计算,得到了脆性试验件断裂前的表面应变的变化。试验结果为高超声速飞行器透波天线窗等信号探测定位部件在高速大热流热冲击下的安全可靠性设计提供了重要依据。     

气动推力矢量无舵面飞翼的飞行实验

为实现对无舵面飞翼姿态的控制,针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了“单发倒Ⅴ双喷管”布局。随后对该布局的喷管进行测力实验,并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞,并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明:喷管矢量角随喷管阀门开度基本呈线性变化,且无滞回性;安装该布局喷管的飞行器可以不通过舵面控制,仅仅依靠旁路式双喉道气动推力矢量喷管即可有效地控制飞行器姿态;对于所研究的飞行器,在滚转机动性方面,矢量控制与舵面控制效果相近,而对于俯仰机动性,矢量控制效果较弱;后续如果使用该布局喷管控制飞行器姿态时,应当增大两个喷管之间的夹角,将更适用于飞翼布局飞行器的操纵。      

笼型无刷双馈电机转子导条优化设计

针对笼型无刷双馈电机转子设计方法不完善的问题,从分析笼型无刷双馈电机的内部磁场入手,推导了无刷双馈电机在稳态运行时转子电流的解析表达式,利用迭代法在考虑转子电阻的情况下选择最合适的转子导条截面积,为笼型无刷双馈电机的转子设计提供了理论依据。通过有限元仿真,验证了理论推导的正确性。研究结果不仅有助于在设计时快速计算笼型无刷双馈电机转子电流,也有助于优化转子结构设计。     

开绕组电机驱动用双逆变器死区效应补偿方法

与传统两电平逆变器的死区效应不同,开绕组电机驱动系统中双逆变器的开关死区将导致零序电压和零序电流,使绕组电流出现低频次谐波,影响系统的性能。提出了一种双逆变器开关死区导致的零序电压的补偿方案,通过扩展占空比最大的一路开关信号的导通时间,来插入一个补偿电压矢量,利用补偿电压矢量产生的零序电压抵消开关死区导致的零序电压,从而抑制系统的零序电压和零序电流。通过在开绕组感应电机驱动系统中的仿真和试验,验证了死区补偿方法的有效性。     

航天器刚性太阳翼在轨一维展开时间近似算法

针对航天器总体方案设计阶段迭代数值仿真太阳翼在轨展开时间计算复杂问题,以航天器刚性基板一维展开太阳翼为研究对象,将太阳翼的在轨展开运动简化为单自由度的刚性运动。利用动-势能守恒原理,推导了太阳翼在轨展开时间的理论公式。根据实际工程参数对太阳翼展开时间的理论公式进行了简化、拟合,建立了太阳翼展开时间的近似算法。近似算法解析计算的太阳翼在轨展开时间与数值仿真计算结果比对表明:相对误差小于10%,可以满足工程要求。用该近似算法,可在航天器总体方案设计阶段较为简单地计算并合理提出太阳翼在轨展开时间指标。