飞机日历寿命确定的区域定寿法

给出一种飞机结构日历寿命的区域定寿法,该方法根据腐蚀环境的差异,把全国各型飞机划分成若干个区域,分别编制出每个区域的腐蚀环境谱,然后用每个区域的腐蚀环境谱,分别进行该区域中的各种机型飞机的日历寿命确定,这与飞机疲劳寿命确定方法有较大不同。用该方法确定飞机日历寿命可以提高定寿效率,缩短定寿时间,节约定寿经费。     

大视场紧凑型仿生复眼成像系统研究

针对视觉导航系统对小型化、超分辨成像和近程立体视觉的需求,研究了一种基于微端面光纤面板的大视场紧凑型仿生复眼成像系统。利用视轴发散的微小型透镜组进行大视场成像,并以切削斜端面的光纤面板进行图像传输,将大面阵(5120×5120像素)CMOS相机与光纤面板后端面直接耦合实现图像输出,可实现9个视场部分重叠子孔径图像同步实时输出和采集。在实时化拼接处理中,利用CUDA并行加速方法进行图像拼接,单帧的拼接耗时小于30ms。视场部分重叠复眼成像模式还可配置偏振片或滤光片构成全偏振或多光谱成像,在天空偏振光导航、无人机紧急避障、弹载侦察、近程引信以及水下无人潜航器导航等领域具有广泛的应用前景。     

GNSS实时卫星钟差估计技术进展

不依赖实体基准站增强信息的GNSS实时精密单点定位服务将逐渐成为主流定位模式。实时卫星钟差产品作为实时精密单点定位的关键先决条件之一，其精度直接决定实时精密定位服务的性能。计算实时卫星钟差的GNSS实时卫星钟差估计技术成为实时精密定位的核心技术之一，其主要包括两种解算模式：非差解算模式和差分解算模式。由于对卫星模糊度等未知参数处理策略的不同，卫星钟差估计技术又可细分为非差、历元差分、星间差分、混合差分等策略类型。针对不同实时卫星钟差估计技术的原理方法、算法效率、适用性等问题，综合目前已有相关研究成果的基础上，对GNSS实时卫星钟差估计的研究现状、关键技术和面临的挑战进行了较为系统的总结综述，并对未来卫星钟差预报产品和实时估计产品的关系进行了展望。     

一种采用收发双缓冲结构的1553B总线接口的设计与实现

从简化结构、提高实时性的角度出发,提出了一种RT模式下的1553B总线接口。该总线接口硬件上以BU-61580为总线协议处理器,以FPGA为主处理器,在FPGA内部实现接口粘合逻辑,省去额外电路,做到无缝链接。软件上在接收端采用子地址双缓冲模式,保证数据一致性和正确性,发送端提出了发送双缓冲机制,在保证可靠性的前提下提高了数据更新的实时性。详细阐述了总线接口的设计和实现方案,并通过仿真和实验手段证明了该接口方案的可行性和有效性。     

扑翼微型飞行器飞行姿态模型研究

扑翼微型飞行器飞行质量主要取决于能否对其飞行姿态进行有效控制, 而建立准确的飞行姿态模型尤为重要.通过对鸟和昆虫的飞行机理尤其是其飞行过程中翅膀的运动规律进行研究, 并考虑机械设计方面的因素, 对扑翼微型飞行器的飞行姿态建立了较为完整的动力学模型和数学模型.由分析可知机身所受外力为空气动力、重力和机翼作用于机身的驱动力, 而采用扑动与扭转两个自由度飞行的机翼所产生的驱动力是由瞬时平移力和扭转循环力合成的瞬时空气动力.数值仿真证实了动力学模型的正确性.      

基于无迹卡尔曼滤波的柔性自由翻滚目标姿态估计

在进行在轨维修以及清除等任务时,需要确定航天器的姿态四元数和角速度。失效卫星常处于自由翻滚状态,通常带有柔性帆板,其运动规律相较于刚性帆板更为复杂。一方面,空间失效卫星的姿态确定常使用激光雷达、双目相机作为测量装备,其测量精度常受到光照、磁场等的影响,会对识别精度产生较大干扰。另一方面,柔性航天器的质量特性容易发生变化,导致很难对其动力学模型进行精确描述。针对柔性自由翻滚目标的状态难以获取的问题,本文提出基于无迹卡尔曼滤波的姿态估计方法,并采用神经网络补偿柔性航天器模型误差。仿真结果显示：无损卡尔曼滤波器(Unscented Kalman filter,UKF)算法对柔性航天器的姿态四元数预测误差值在10^-3范围内,角速度误差值最高0.08 rad/s,采用神经网络补偿动力学模型后对四元数的预测误差稳定在9×10^-4范围内,角速度误差稳定在1.5×10^-3范围内。结果表明,使用神经网络补偿柔性航天器动力学模型的不确定项之后,UKF对柔性自由翻滚目标的姿态估计精度满足工程要求。     

微小卫星剩磁在轨标定技术研究

 基于微小卫星姿态确定系统常采用无陀螺配置方案,克服环境干扰力矩的影响并提高微小卫星姿态确定的精度是此类姿态确定系统的关键。分析了星上稳定剩余磁场对无陀螺微小卫星姿态确定的干扰机理,建立了卫星剩余磁矩与磁强计偏置标定模型。以磁强计、太阳敏感器作为姿态敏感器件,并采用扩展卡尔曼滤波器实现标定算法,为无陀螺磁测微小卫星消除剩磁干扰,获得高精度姿态估计提供了一种新方法。仿真结果表明：该方法能准确估计卫星剩余磁矩与磁强计偏置,磁强计偏置的标定精度在1 nT左右,剩余磁矩的标定精度为0.000 1 A·m²量级,有效消除了剩磁对无陀螺卫星姿态确定的影响,显著提高了姿态确定精度,滤波器能在500 s内收敛。     

飞机起落架系统动力学建模与仿真

飞机地面滑跑时通过起落架系统与地面相互作用,由于作用于飞机的力和 力矩的变化,起落架将产生一定的缓冲,从而导致飞机滑跑过程中姿态角的改变.为了研究 飞机地面滑跑特性,考虑到滑跑过程中飞机姿态和转动的影响,建立了飞机起落架系统的轮 胎模型、空气油液缓冲模型、起落架走步模型和主机轮刹车装置模型.将建立的起落架系统 模型应用到飞机滑跑的六自由度模型中,分别在防滑刹车和前轮操纵两种情况下进行仿真验 证.结果表明,所建立的起落架系统模型是正确的,为进一步研究飞机地面滑跑特性奠定了基 础.      

跟踪空间非合作目标的一种相对轨道确定方法研究

研究近地轨道卫星沿航向跟踪空间非合作目标的相对轨道确定问题。首先给出以追踪星与非合作目标轨道根数差分描述的相对运动方程;其次根据星间测量几何关系对应的测量方程,提出一种新的基于两步估计的相对轨道确定方法;最后通过数学仿真验证了收敛速度快于扩展卡尔曼滤波,并对初始状态的选取不敏感,具有一定鲁棒性。     

基于光电探测系统的地面车精确定位定向技术

针对地/地导弹发射车、指挥车、侦察车等陆地战车对车载定位/定向系统越来越高的要求,提出了一种利用光电探测系统测量3个已知标志点与地面车辆之间的角度信息来精确确定地面车辆的位置和航向的方法.仿真结果表明:只需依次对3个已知标志点进行1次光电测角,就可以精确确定地面车辆的位置和航向,并且东向和北向定位误差小于0.5m,方位误差小于20″(1σ).这种方法简单、快速,定位定向精度高,且能同时服务于同一场地的多辆地面车,具有重要的实用价值.