图象序列中机动目标的形心跟踪

从边检测边跟踪的角度探讨了图象序列中机动目标的形心跟踪问题,深入分析了强高斯噪声背景下目标形心估计的统计性质及用于形心估计的图象预处理方法。指出经典的图象二值化变换分割后作形心估计的方法面临着估计偏差和方差的矛盾,提出了用自适应交互三模型(ATIMM)跟踪图象序列中机动目标的方法,同时发现在了解目标形状的条件下,空间匹配滤波,二值变换点集聚类和 ATIMM三者的结合对图象序列中的机动目标具有最好的跟踪性能。     

基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法

进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则.基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程.新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点.推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求.     

空间遥操作任务中显控界面关键技术研究进展

为提高空间站机械臂等空间遥操作任务的操作表现,提升操作者的临场感是一项重要的技术途径。为此,须开展显控界面的工效学设计。结合目前国内外研究文献,分别就视觉实景界面,增强现实界面,对抗时延的操作策略,语音、力觉交互以及预警机制等几项关键技术进行了梳理和讨论,并提出了几项空间遥操作人机界面可以深入展开的研究方向。     

应用协同射流控制的临近空间螺旋桨高增效方法

基于雷诺平均Navier-Stokes方程与多块搭接网格技术,数值模拟了协同射流(CFJ)翼型及桨叶的黏性绕流,分析了CFJ技术的增升减阻效果及工作机理。研究了CFJ的功率及效能比的分析方法,量化分析了CFJ的能量利用率。开展了喷口大小、喷口动量系数等参数对CFJ翼型性能的影响规律研究,并在此基础上开展了应用CFJ的临近空间螺旋桨高增效方法研究。结果表明:数值模拟结果与实验值吻合良好,在不同状态下,CFJ控制技术均能显著改善翼型气动性能。其中,最大升力系数提高了60%~130%;阻力系数降低了100%~440%,部分小迎角工况甚至出现负阻力系数,升阻比显著提高;翼型失速特性明显改善,失速迎角提高了近10°;能量利用率高,效能比可达440%。最终,在最优参数条件设置下,采用基于CFJ控制技术的临近空间螺旋桨可提高效率5%以上。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

Friction moment analysis of space gyroscope bearing with ribbon cage under ultra-low oscillatory motion

This paper presents the model of calculating the total friction moment of space gyroscope ball bearings which usually work under ultra-low oscillatory motion and are very sensitive to the friction moment. The aim is to know the proportion of the friction moment caused by each frictional source in the bearing＇s total friction moment, which is helpful to optimize the bearing design to deduce the friction moment. In the model, the cage dynamic equations considering six degree-of-freedom and the balls dynamic equations considering two degree-of-freedom were solved.The good trends with different loads between the measured friction moments and computational results prove that the model under constant rate was validated. The computational results show that when the speed was set at 5 r/min, the bearing＇s maximum total friction moment when oscillation occurred was obviously larger than that occurred at a constant rate. At the onset of each oscillatory motion, the proportion of the friction moment caused by cage in the bearing＇s total friction moment was very high, and it increased with the increasing speed. The analyses of different cage thicknesses and different clearances between cage pocket and ball show that smaller thickness and clearance were preferred.     

篦齿封严流动及其对压气机静子性能的影响

为研究工程上广泛采用的3平齿型篦齿封严泄漏流动,以1台多级压气机第3级静子为例,利用数值模拟技术进行了计算分析.结果表明：篦齿封严间隙与泄漏流量成线性正比关系,但对静子流通能力和总压损失等的影响不是线性的;篦齿封严泄漏导致静子端壁区流动产生角区分离,并催生强的二次流动,是静子封严泄漏能够影响主流大范围流动的内在机制.为此提出将篦齿封严间隙控制在1％叶高左右的建议,以将篦齿封严泄漏对压气机静子的影响控制在可接受的范围之内.     

高超声速飞行体亚密湍流尾迹RCS特性的相似规律研究

再入或临近空间高超声速飞行器在大气层中飞行时,会形成等离子体绕流和尾迹,将严重影响飞行器的电磁散射特性,从而使得临近空间高超声速飞行器表现出与大气层内常规飞行器和大气层外轨道飞行器在电磁散射特性上的明显不同,对飞行器的探测、跟踪带来新的挑战。弹道靶是高超声速飞行器尾迹电磁散射特性研究的重要设备,为了由弹道靶试验结果外推出真实飞行条件下亚密湍流尾迹的RCS,本文从高超声速流场模拟的双缩尺率和亚密湍流尾迹RCS模拟的Born近似出发,推导出真实飞行条件下和地面弹道靶试验之间亚密湍流尾迹RCS模拟的一种相似规律,推导结果显示当D1/D2=η,V∞1=V∞2,ρ∞1/ρ∞2=1/η,ω1/ω2=λ2/λ1=1/η时,雷达散射截面服从σ1/σ2=η4的相似规律。推导出的相似规律可以为超高速飞行器亚密湍流尾迹RCS研究提供技术支持。     

2014空间探测活动概览

2014年,国际空间探测活动十分活跃。欧洲的罗塞塔彗星探测器于8月进入了彗星67P的近距轨道;美国和印度的火星探测器分别于9月进入火星轨道;日本则计划在2014年年底用H-2A火箭发射第2个小行星探测器“隼”-2。     

解决五自由度磁悬浮轴承耦合效应的试验研究

五自由度磁悬浮轴承在某型发动机上首次开展了研制.在装配调试过程中,出现了径向磁悬浮轴承和推力磁悬浮轴承的耦合问题.本文介绍了耦合效应的现象和故障排除,保证了五自由度磁悬浮轴承的稳定悬浮.