基于位置信息的高分辨雷达角闪烁抑制方法

角闪烁误差是导引头寻的制导的主要误差来源,基于高分辨力雷达的单脉冲测角算法可有效改善角闪烁现象。现有的研究大多基于幅度加权的思想,利用距离单元的幅度信息进行加权平滑处理。本文在现有高分辨测角算法的基础上,结合高分辨一维距离像的位置信息,提出了一种新的角度信息处理方法。该算法充分利用了距离像有效单元的目标信息,提高了角度测量精度。仿真实验表明该算法对角闪烁有较好的抑制作用。     

红外目标旋转模拟器校准方法的研究设想

文章简要介绍了红外目标旋转模拟器的结构组成、工作原理,给出了红外目标旋转模拟器的目标温度、平均角速度、角速度波动的校准方法,该校准方法能为光电设备的量值溯源提供解决方案.     

递推最小二乘法在角位置误差检定中的应用

全组合方法能够把测角系统的角位置误差和棱体的工作角偏差有效地分离出来。在满足角位置误差测量精度的情况下,为了提高测试效率,将递推最小二乘法应用于组合测角中。本文以23面棱体与391齿盘的偏差检定为例,设计了递推最小二乘法的检测软件,实现了每增加一个量测序列,就可以显示新的工作角偏差向量,新的测试的残余误差与计算的随机误差的标准差,提高了测试效率。此方法不仅可以用于棱体一齿盘的检定中,而且可以用于圆感应同步器、光栅等测角系统中。     

ECAP变形2J4合金的显微组织演变

借助光学显微镜和透射电镜对2J4合金等径弯曲通道变形(ECAP)组织进行了研究.结果表明,常温下2J4合金ECAP变形的最大累积真应变达到3.0,相当于压下量达到90%.ECAP变形1道次后,晶粒由30μm转变为具有一定方向性、相互平行的宽约0.35μm、长约为2.5μm的马氏体板条组织.随着变形道次增加,马氏体进一步细化,且出现晶粒从大板条向小的板条及等轴晶转化的趋势.另外,α相转变量随着变形量的增大而增加.     

空间机械臂捕捉空间目标分析

基于建立的空间机械臂系统的运动学与动力学模型,以及动量守恒关系,对空间机械臂抓取空间目标进行了分析。讨论了两关节机械臂4种碰撞力方向及其对应的机械臂系统耦合角动量、关节转角的变化,提出了直臂抓取方案。仿真结果表明：通过控制碰撞力方向可有效减少碰撞力对系统耦合角动量、关节转角的影响,进而避免混合体控制的关节与力矩限制。     

基于光学微腔模式劈裂的角速率测量方法

传统的光学谐振陀螺(ROG)把背向散射作为重要误差源之一,须尽量抑制其影响.在光学谐振腔的品质因数极高时,背散光得到足够的增强,不能再被简单地视为噪声.背向散射会引发模式劈裂,所形成的劈裂模谐振频率会随腔体旋转角速率发生变化.结合Sagnac效应,修正有源光学谐振腔模式劈裂传感原理的数学模型,推导出腔体旋转角速率与劈裂值的映射关系式.通过仿真分析不同掺杂增益系数以及不同光纤锥耦合强度下的反射谱线,发现谐振腔工作在欠耦合区域更适合角速率测量.掺杂增益介质可以提高品质因数,减小谐振峰线宽,使得模式劈裂谱线更容易观测.理论与计算机仿真分析表明品质因数为108的光学微腔测量分辨率可达10-6(°)/s,所提出的角速率敏感机制很有应用前景.      

欠驱动挠性航天器的全姿态控制

考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋＋飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是：首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋＋飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。     

集成弹流润滑理论及CFD方法的轴承热特性

为能准确预测传动系统内部角接触球轴承在喷油润滑方式下的热特性,通过建立轴承热弹流润滑(EHL)模型,获得球体与滚道微观接触界面间的载荷及摩擦因数,并采用局部生热法计算生热量;应用计算流体动力学(CFD)方法建立轴承油气两相热流耦合模型,研究湍流模型及流体域边界条件的设置,分析喷油速度、喷嘴位置及含气率对轴承内部传热性能的影响。结果表明:结合热弹流润滑理论及CFD方法可预测轴承在不同工况条件、润滑参数、几何参数下的最佳喷油速度、喷嘴位置及含气率;喷油速度为5 m/s时,轴承内部最高温度较其他喷油速度降低了440%;喷嘴位置在轴承下方时,轴承内部最高温度较其他位置降低了430%;含气率为15%时,轴承内部最高温度较其他含气率降低了157%。     

晃动基座捷联惯导系统初始对准迭代方法

由于受风力或发动机启动等因素的影响,惯导系统载体(如导弹、飞机、舰船和车辆)经常遇到低频晃动的情况。晃动干扰使得陀螺测量到的地球自转角速度信噪比大幅下降,从而导致常用的对准方法无法满足高精度初始对准要求。针对这一问题,提出了一种基于晃动基座的捷联惯导系统迭代初始对准方法。本方法由惯性导航计算出水平速度误差,利用最小二乘法估算出水平角速度误差、姿态误差和航向误差,然后进行迭代计算,从而算出导航初始时刻的姿态和航向。车载(发动机启动)试验结果表明,该算法既提高了晃动基座条件下的初始对准精度,航向角误差的方差采用静态对准时为0.39244°,摇摆对准为0.03331°,本文采用的迭代对准为0.00883°,缩短了对准时间,迭代对准2min的航向角精度等效于静态对准和摇摆对准5min的精度。     

非旋转钝锥高超声速自由飞非线性角运动轨迹重构与分析

采用多阶段曲线拟合技术,对双平面拍摄风洞自由飞试验获得的高超声速下非旋转钝锥角运动观测值作了拟合,获得了与试验观测值重合度较好的拟合曲线,进而实现了对试验模型非线性角运动轨迹的重构,获得了5次试验的复攻角和总攻角曲线,并进而对非旋转钝锥非线性角运动的特点和规律进行了分析。结果分析表明：模型复攻角曲线可能逆时针方向转动也可能顺时针方向转动,甚至可能改变转动方向;复攻角曲线多呈“椭”圆锥运动,且椭圆运动的长轴在大小和方向上均可能发生变化;总攻角幅值呈振荡变化,但多呈总体上减小的趋势;由于角运动的非线性特性,同样的试验模型在不同的预置攻角情况下其角运动特性也呈现出很大的不同。