智能抛物面天线分层序列最优控制

为了保证大型天线结构的精度,可采用智能结构控制天线形变规律。这样可以大大降低结构的重量并使结构具有更高的形状精度。为使智能天线结构处于最佳工作状态,针对智能抛物面天线结构,建立了以反射面的半光程差的平方和为首要目标,以作动器能耗最小为次要目标的分层优化模型,优化模型同时考虑结构强度约束和作动器性态约束。模型转化为两个序列二次规划问题进行求解,实现了对智能抛物面天线的准静态形状最优控制。对某6米天线结构进行了最优调控和讨论。按该模型进行调控,可以使天线在任意方向的任意载荷下实现保型调控,并使调控能耗最小。表明可以用较少的作动器实现大型天线结构的高精度控制。     

卧矩台精密平面磨削纳米结构WC/12Co涂层材料去除机理

纳米结构陶瓷涂层具有优异的性能,但在工业应用中不但其涂层制备技术而且其精密磨削技术对涂层的使用性能均具有重要影响,因此对其磨削时的材料去除机理的研究成为必要。本文就磨削参数对纳米结构W C/12Co(n-W C/12Co)涂层卧矩台精密平面磨削的磨削力分力比、比磨削能和磨削表面粗糙度的影响规律进行了试验研究,结合n-W C/12Co涂层精密平面磨削后的表面/亚表面形貌的SEM观察分析,揭示了n-W C/12Co涂层精密磨削的材料去除机理。研究结果表明,n-W C/12Co磨削的材料去除机理主要是非弹性变形方式,材料脆性去除方式较少。     

基于MATLAB与ODTK的卫星轨道确定精度仿真分析方法

在航天器轨道确定中,观测数据处理是一项繁杂的工作。介绍了以MATLAB对轨道确定工具箱Orbit Determination Tool Kit(ODTK)进行脚本控制的方法和步骤,并以最小二乘法为例,进行卫星轨道确定精度仿真分析。通过仿真算例分析,表明利用MATLAB与ODTK进行联合仿真能够快速、有效地进行卫星轨道确定数据处理。     

行星着陆动力下降段相对视觉导航方法

针对行星着陆动力下降段视觉导航自然路标匮乏的问题,提出了一种相对视觉导航方法。该方法利用相机和雷达的测量信息构建相对导航坐标系并求解随机视觉特征点在该坐标系下的位置矢量,利用求解得到的特征点为导航参考,设计相对导航系统,估计着陆器在相对导航坐标系下的位置、速度及姿态信息。同时,构建可观性矩阵,解耦分析位置和姿态的可观性。通过可观性分析可知利用相对导航坐标系下的一个随机特征点即可实现着陆器全状态可观。最后通过仿真分析着陆器状态误差,验证了可观测度理论分析及导航性能。该相对导航方法无需行星地形数据库,且可以实现着陆器全状态的高精度估计,满足行星精确软着陆的需求。     

嫦娥五号轻量化高精度上升器结构设计

针对嫦娥五号上升器结构面临的轻量化设计要求严苛、有效载荷接口精度要求极高和有效载荷指向变化预示精度要求很高的难题,提出至顶向下的结构轻量化设计方法,使得上升器结构自重降低到整器重量的6.2%(47.758 kg);建立压紧和精度保持功能分离、双坐标系分级实现高精度的结构设计方法,实现相关有效载荷的结构安装接口精度达到400 mm×400 mm区域平面度小于或者等于0.05 mm;探索出综合了有效载荷自身和安装结构耦合效应的有效载荷在轨指向变化预示方法,实现准确、高效、快速地对有效载荷指向变化进行角秒级高精度评估。这些方法支持完成中国月面无人自动采样返回任务,并最终促进中国航天器结构技术的发展。     

高速加工HSK工具系统的精度

运用弹性力学和材料力学理论,通过理论分析和试验方法研究了HSK工具系统静态和动态的定位精度,给出了夹紧力和刀柄锥度的关系,并进一步指出合适的夹紧力是保证HSK工具系统在高速加工时轴向和径向定位精度的必要条件.分析结果表明:HSK工具系统能在高速情况下保证高精度,是由于实际的轴向夹紧力能保证刀柄的锥面和端面时刻与主轴保持接触.     

An optimal one-way cooperative strategy for two defenders against an attacking missile

This paper investigates a cooperative strategy for protecting an aerial target.The problem is solved as a game among four players(a target,two defenders,and a missile).In this scenario,the target launches two defenders(defender-1 and defender-2)simultaneously,to establish a oneway cooperation system(OCS)against an attacking missile.A new optimal evasion strategy for the target is also derived.During the engagement,the target takes into account the reaction of the attacking missile,and guides defender-1 to the interception point by receiving information from defender-1.Depending on the control effort of the target,defender-2 can choose appropriate launch conditions and use very limited maneuvering capability to intercept the missile.For adversaries with first-order dynamics,simulation results show that the OCS allows two defenders to intercept the missile.During the engagement,even if one defender or communication channel is broken,the OCS still allows an interception to be made,thus increasing the target’s survivability.     

空军精确制导弹药保障模式与发展方向

空军转型发展对精确制导弹药保障提出新需求,必须转变精确制导弹药保障模式,以适应"空天一体,攻防兼备"战略要求。本文主要分析研究精确制导弹药保障能力建设面临的问题,提出解决问题的对策、改革方向,为空军精确制导弹药保障能力建设创新发展提供借鉴和支持。     

基于RLS算法的阵列天线抗干扰性能研究

本文基于空域调零算法中的递推最小二乘算法，对不同阵列天线模型进行了导向矢量的建立，使用MATLAB仿真对比了4元共形阵列天线与4元平面阵列天线在同一干扰信号下的抗干扰性能。验证分析表明，共形阵列天线存在阵元间信号接收增益不一致的现象，会影响算法的抗干扰性能。相比之下，平面阵列中的加心圆阵抗干扰效果较好且算法稳定性较高，能在干扰信号方向上产生准确的“零陷”。     

弹载大视场星惯组合深度融合导航技术

为了降低弹载星惯组合（Stellar-INS）飞行中段对调姿观星的要求，提高星惯组合姿态精度，提出了大视场（LFOV）星惯组合深度融合导航方法。小视场（NFOV）星敏感器输出星矢量为主，大视场星敏感器可同时输出姿态和星矢量信息，分别推导了基于星敏感器输出姿态和星矢量信息的观测方程，分析了星矢量和姿态观测方法之间的关联性。建立了包含星惯安装误差、陀螺误差以及初始平台误差角的星惯组合全误差项模型，基于线性卡尔曼滤波给出了深度融合导航方法。开展了数学仿真验证，分析了不同调姿观星路径约束下，大/小视场星惯组合性能差异。结果表明，大视场星惯组合深度融合导航方法不仅可以降低调姿观星约束要求，还可以实现组合姿态性能提升。