亚轨道飞行器的固液火箭发动机的高维多目标设计优化

为完成应用在亚轨道飞行器上的固液火箭发动机系统设计优化,且考虑到系统设计优化问题的复杂性以及采用单目标优化难以获得全局最优解,建立了固液火箭发动机系统设计的4目标设计优化模型,采用非支配排序遗传算法获得超空间Pareto 解集。利用基于变偏好区间的超径向可视化技术对超空间Pareto解集进行直观地分析,提高最优解选择的效率。最终获得了全局最优的固液火箭发动机系统设计方案,验证了建立的优化模型的准确性和相比于单目标优化的优势,论证了固液火箭发动机应用在亚轨道飞行器上切实可行以及变偏好区间超径向可视化技术处理超空间Pareto解集的高效性。     

星载某设备高阻接地设计对整星电磁兼容性的影响

为了满足新的使用需求,星载某设备的接地设计由壳体直接接地改为采用高阻接地。文章采用理论分析和软件仿真的方法,对该设备采用高阻接地的设计后对整星电磁兼容性能的影响进行了分析,并提出了专项试验验证方法,在故障模拟仿真卫星平台上实施了试验验证。仿真分析和试验验证都表明,此设备采用高阻接地的设计不会对卫星整星的电磁兼容性产生明显影响,可作为后续其他卫星型号采用此类设计的参考。     

宽带卫星通信信号的多维星座图解调方法

高速卫星数据传输需要利用较高调制维度和较多星座点数来实现,一方面导致接收端具有较大实现复杂度,另一方面系统可靠性极易受信道非线性影响。针对以上问题,通过对多维星座图信号的解调性能进行理论分析,得到极大后验概率（MAP）解调误符号率（SER）的理论公式,在保证系统SER性能的基础上,提出了基于星座图相关的检测方法。该方法利用脉冲正交性得到接收星座点,对其进行向量相关运算得到解调数据,有效降低了解调判决过程的复杂度。针对信号经过高功率放大器（HPA）后的非线性失真问题,建立了HPA信道估计模型,利用最小二乘（LS）信道估计方法对原解调星座图进行修正,提出了基于修正星座图的解调方法。仿真结果表明,该方法在降低实现复杂度的同时,有效提高了系统抗HPA信道非线性失真的能力,可实现对宽带高速卫星通信信号的高效准确解调。     

基于核部分非负矩阵分解的亚像元级地物光谱分析

为了进一步提高亚像元级地物的光谱分析精度,提出了一种基于核部分非负矩阵分解(Kernel Protection Non-negative Matrix Factorization,KPNMF)的非线性解混算法.首先通过基于凸面几何理论的端元提取方法提取纯像元端元候选像素集合,然后根据候选像素的空间纯度指数判断纯像元端元.在纯像元端元信息已知的条件下,利用核方法对部分非负矩阵分解(Protection Non-negative Matrix Factorization,PNMF)进行推广,构造相应的目标函数,推导迭代求解过程,分解求得亚像元端元光谱和所有端元的丰度.试验结果表明,提出的解混算法具有良好的非线性分解能力,解混结果优于线性解混算法.     

基于多种空间信息的高光谱遥感图像分类方法

在高光谱遥感图像分类方法中,空间特征和光谱特征的融合可以有效地改善分类效果。针对单一空间特征的信息表达不充分问题,提出了一种联合多种空间特征的高光谱图像空谱分类方法。利用超像素信息对分类结果进行后处理去掉椒盐噪声,并创造性地将超像素信息应用于分类前处理,提出了一种利用超像素信息对像素点的特征向量进行线性加权融合的方法。试验结果表明,所提方法的性能优于目前的通常方法。     

焊丝超声振动对铝合金熔化极气体保护焊缝成形及气孔的影响

铝合金熔化极气体保护（GMA）焊接过程中引入超声能场可以有效降低焊缝气孔缺陷及改善焊缝成形。焊丝超声频振动引入超声能场,可以避免超声能量转化率低及焊炬复杂化等弊端,是一种可行的超声施加方式。然而,关于焊丝超声频振动对铝合金GMA焊缝成形及气孔行为的影响尚不清晰,对此进行了具体研究。结果表明：焊丝超声频振动后,焊道波动范围与表面粗糙度均减小,同时焊缝表面光亮程度也提高,当超声工具头振幅为26.3μm时,焊缝表面成形最佳,焊缝熔宽和熔深都有不同程度的增大;随着超声工具头振幅的提升,深宽比总体呈上升趋势,当超声工具头振幅为26.3μm时,深宽比提升幅度为9.72%,焊缝气孔缺陷明显得到改善;当超声工具头振幅为22.8、24.9、26.3μm时,焊缝气孔数量减少幅度分别为76.9%、65.7%、71.8%,同时气孔主要分布于焊缝上部。声学仿真结果表明,超声能量主要沿焊丝轴向传播,熔池下部声压幅值较大,这与焊缝熔深增加及焊缝下部气孔减少具有较好的对应关系。     

航空铝合金系列材料裂纹扩展性能的温度效应

高低温裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的前提,为此,试验测定了3种系列的6种航空铝合金材料(2024-T351、2397-T8、6061-T651、7050-T7451、7050-T7452和7475-T761)在5种温度环境(-70、-54、25、125和150℃)下的裂纹扩展性能,观测了试验现象,并进行了性能对比分析和疲劳断口扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了温度对航空铝合金材料裂纹扩展性能的影响机制,获得了具有工程参考价值的结果与结论:与25℃相比,低温下裂纹扩展阻力系数的对数值降低7%~15%,而高温下却增大5%~23%;低温下裂纹扩展指数增大7%~21%,而高温下却减少5%~34%;氢脆效应和高温氧化作用是导致裂纹扩展速率随温度升高而加快的主要原因。     

一种敏捷卫星积分时间计算方法

敏捷卫星成像过程中姿态变化灵活,积分时间变化剧烈,传统卫星积分时间计算模型已无法满足精度要求。因此,提出一种改进的积分时间计算模型,在星地斜距计算和摄影点地速计算两方面作了改进。星地斜距计算时利用地表数字高程模型修正理论的斜距值,摄影点地速计算中增加姿态角速度对卫星本体坐标系角速度矢量的影响,并设计了整个算法在星上数管分系统中的实现方案。最后在星载嵌入式环境下进行了仿真计算,并与地面仿真计算结果进行了比对分析。两者比对偏差在0.01‰以内,可以满足相机成像质量要求。     

辅助加热温度对铝合金厚板FSW焊缝成形的影响

对铝合金厚板搅拌摩擦焊（FSW）而言,焊缝底部金属温度低、流动能力差是导致焊缝成形困难的主要原因。为此,本研究采用辅助加热的方式对待焊母材底部进行预热,分析辅助加热温度对厚板搅拌摩擦焊焊缝成形的影响。结果表明,随着辅助加热温度从20℃升高至80℃时,焊缝成形质量先变好后变差,宏观表现为焊缝内部焊核区宽度、高度及面积呈现先增大后减小的趋势,而疏松区面积呈现先减小后增大的趋势。其中,当辅助加热温度为40℃时,焊缝成形质量最好,焊核区尺寸最大,疏松区消失;而当辅助加热温度升高至80℃时,焊缝成形质量最差,疏松区面积最大。研究认为,其主要原因是添加合适的辅助加热温度可显著提高焊核区塑性金属的峰值温度及高温停留时间,塑性金属流动能力明显提高,焊缝成形质量得到极大改善。焊核区塑性金属的迁移方式由沿搅拌针表面向焊缝上部高温区迁移向挤压焊核区周边冷金属横向迁移转变。但是,当辅助加热温度太高时,焊核区塑性金属迁移方式开始转变为原始的沿搅拌针表面向焊缝上部高温区迁移,且此迁移程度有明显增大的趋势,导致焊缝内部疏松区缺陷再次出现。