高分辨率星载合成孔径雷达成像处理方法

提出了一种适用于大距离徒动高分辨率星载合成孔径雷达 (SAR)精确成像的改进Chirp Scaling(CS)成像处理算法 ,以及实现单视图象斑点噪声抑制的基于目标检测的增强无偏最大后验概率 (TDRGMAP)方法。采用这种高精度成像处理方法和单视图像斑点噪声抑制方法 ,可以实现星载 SAR高空间分辨率和高辐射分辨率的雷达图像。     

基于PETRI网的导弹控制系统故障诊断梯形图求解法

故障诊断是保证航空航天等大型复杂系统可靠性的重要措施，故障树为此提供了一种有效的方法，但故障树是一种系统静态行为的描述方法，如何描述系统状态的动态变迁过程成为人们追求的目标，本文在论述逻辑关系的PETRI网表示的基础上，提出了系统状态动态变迁过程的PETRI网模型梯形图求解算法，进而提出了基于PERTI网的故障诊断的梯形图求解方法，并用一实例说明了这一过程。     

六自由度激励台精密高刚度铰链结构设计与试验应用

精密高刚度铰链作为六自由度并联激励平台中的关键组件,其性能高低对激励台的控制精度有直接影响。针对铰链所需满足的高刚度、高基频和无间隙等要求,文章提出了基于虎克铰结构的铰链设计方法。首先根据铰链所处的工况确定选用圆锥滚子轴承作为旋转支撑部件,并通过对轴承的配置和预紧实现无间隙振动运动的要求,从而确定了铰链结构形式。然后,利用有限元法校核了结构的刚度与基频,进而完成铰链结构方案和样机制造,并将样机集成于激励台中。最后,开展了铰链动态特性试验和激励台振动控制试验,分别获取了铰链的基频和激励台控制响应。结果表明,铰链可满足激励台工作频段内的使用要求,铰链设计合理。     

利用微波探测仪(ATMS)对在轨微波辐射计观测精度的模拟分析

微波辐射计的观测精度及其对数值模式同化应用的影响评估是微波辐射计观测指标设计的重要参考。基于微波探测仪(ATMS)资料,利用三维变分同化系统模拟分析在轨微波辐射计的观测精度指标。针对ATMS观测误差特征,在其观测基础上增加均值为零、标准偏差分别为0.5,1.0,1.5,2.0K的正态随机扰动,进而获得不同精度的观测模拟值序列,然后利用Harris和Kelley的辐射资料偏差订正经验方法订正不同精度的观测资料。偏差订正后,利用三维变分同化模式(WRFDA)直接同化ATMS资料。通过2016年6月6h预报场的同化试验,评估了不同观测精度的模拟资料对数值模式的同化影响。     

基于粒子群算法的多波位高度估计方法

为解决雷达斜视模式下对目标区域的高度估计问题,提出了一种基于粒子群算法的多波位高度估计方法。利用粒子群优化算法建立约束条件和目标函数,通过多次迭代使目标函数趋于一个最优值,同时得到高度的最优解。利用粒子群优化算法求解多波位测高方程组可减小方程组近似处理误差。此外,利用粒子群优化算法可随时更改波位数目,增强了该测高方法使用的灵活性,有效提高了高度估计精度。通过理论仿真和实测数据仿真分析,验证了粒子群优化算法在求解多波位测高方程组时的有效性。结果表明:该方法具有较高的高度估计精度。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。     

非线性能量阱对飞轮振动抑制效果的实验研究

利用薄片金属梁作为非线性刚度元件,构建一种非线性能量阱。为了验证非线性能量阱对飞轮振动特性的抑制效果,搭建地面飞轮测试系统。分别采用力锤敲击和飞轮以恒定转速运行的方法施加不同载荷,对安装非线性能量阱前后测试系统各典型位置的振动响应进行对比研究。利用实测数据,采用傅里叶变换方法将动态响应信息分别在时间域和频率域内展开。研究表明：力锤敲击产生的冲击载荷和飞轮以恒定转速运行产生的稳态载荷均可以激发非线性能量阱定向能量传输;受非线性能量阱的影响,柔性支架设备安装面和飞轮安装面振动响应得到有效抑制。但是,由于非线性能量阱阻尼和吸振子质量较小,不同程度削弱了其振动抑制效果。     

考虑根铰间隙的空间框架展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论并考虑根铰间隙影响因素,建立适用于空间柔性太阳电池阵的多框架展开机构多体系统动力学模型,对框架展开机构的展开方式和展开过程进行仿真分析,获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性,分析了框架展开机构各个关节点运动特性、铰链间隙与外部驱动力的相互作用规律。结果表明：合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件;根铰间隙对太阳电池阵框架展开机构角加速度影响较为明显,进而影响到展开框架展开过程的稳定性,对转角和角速度几乎没有影响;在进行空间太阳电池阵框架展开机构设计时应严格控制铰链轴间隙,并通过动力学仿真校核间隙对太阳电池阵展开过程的影响;研究结果为空间柔性太阳电池阵多模块框架展开机构设计提供指导。     

行星着陆大气进入段自适应滑模抗扰控制方法

针对行星探测器着陆过程可能存在的干扰影响着陆精度问题,提出了一种抗干扰控制方法。首先建立行星探测器着陆控制模型,利用非线性干扰观测器实现对系统外部干扰的估计;在此基础上提出一种自适应滑模控制律,使得系统状态快速收敛到平衡点附近。最后,将该方法应用于火星着陆场景进行仿真。结果表明,提出的自适应滑模控制方法能够在未知扰动存在的情况下,有效实现行星探测器安全着陆,提高着陆任务的成功率。     

J2项和大气阻力摄动作用下卫星编队构型的演化分析

研究卫星编队构型在J2项摄动和大气阻力摄动作用下的演化进程。从相对运动动力学模型出发,分别加入J2项摄动和大气阻力摄动因素,采用数值积分对所获得的运动方程求解,得到参考星和环绕星在惯性坐标系中的绝对运动规律;将两星的绝对运动规律作差后,利用坐标转换矩阵,将惯性坐标系中两星的相对运动规律转换到Hill坐标系中。由于该方法没有经过任何简化,故研究摄动的影响时不存在误差。最后通过仿真分析,给出了J2项摄动和大气阻力摄动作用下卫星编队构型演化的相关结论,并提出进一步研究的方向。