轴对称推力矢量喷管运动奇异性分析

通过建立轴对称推力矢量喷管(AVEN)的构型分岔方程,运用连续同伦方法,研究了AVEN装置驱动机构和扩张调节片导引机构的构型分岔特性,发现,无论推力矢量喷管是否发生偏转,当以喷口面积作为分岔参数时,AVEN装置都存在转向点奇异位置;当以矢量偏转角为分岔参数时,AVEN装置不存在奇异位置。当AVEN装置处于非矢量状态时,扩张调节片导引机构处于多重奇异位置状态。转向点奇异位置和扩张调节片导引机构多重奇异位置,将导致AVEN装置的运动输出具有不确定性,影响含AVEN装置飞机的空中飞行安全。      

基于FPGA的可变尺寸块运动估计高效结构

针对可变尺寸块运动估计(VBSME,Variable Block-Size Motion Estimation)的硬件结构在现场可编程门阵列(FPGA, Field Programmable Gate Array)上实现时消耗资源多且速度慢的问题,提出了一种面积和速度优化的VBSME硬件结构.其中,绝对差累加和(SAD,Sum of Absolute Differences)的计算采用基于随机存储器(RAM,Random Access Memory)的累加计算方式,比基于寄存器合并的方式节省了面积并增加了速度;通过采用脉动比较链而非总线结构,增强了多个SAD值的比较能力,并能高效地实现对部分差排除算法(PDE,Partial Difference Elimination)的支持.基于Virtex-II型FPGA器件,本结构消耗了2261个slice,时钟频率达到164MHz,在搜索窗口为16×16时可实时处理标清格式的视频.与同类设计相比,设计的面积可减少77%,速度增加218%,FPGA的硬件效率显著提升.     

Sumbandilasat—An operational technology demonstrator

Technology advances in sensor, digital technology and a standardised modular satellite bus are enabling a new generation of 80 kg micro-satellites with a better than 6.5 m GSD multi-spectral performance, to be specified, built and deployed with a dedicated launch within 12 months. The result of the standardised modular bus is lower cost, higher reliability and fast deployment. Operational remote sensing with a micro-satellite is thus within reach of individual organisations for dedicated missions. Sumbandilasat (pioneer in the Venda language) is a second generation satellite technology building on the expertise obtained in the Sunsat small satellite programme. The components used to build Sumbandilasat are the result of a technology development program of more than 3 years. Sumbandilasat is an operational technology demonstrator with more than 90% newly developed or improved subsystems and a compact refractive imager as a precursor to the MSMISat satellite with the same multi-spectral band set. The scalable, standardised modular satellite bus architecture enables satellites with a mass of 80–450 kg to be adapted to the specific mission requirements with minimum new engineering effort.     

小卫星临近作业轨道和姿态联合控制

建立了小卫星相对轨道和姿态的误差动力学模型,根据作业任务和姿态指向要求确定了小卫星相对轨道和姿态的期望运动;采用相对轨道和姿态联合控制策略,并考虑小卫星作业过程中质量和转动惯量的不确定性,设计了自适应全状态反馈控制律;数值仿真结果表明该控制律具有较强的自适应性。     

一种模拟整星热环境的小型单机热平衡试验

文章通过对一个典型的单机热分析和热试验的研究,提出了一种小型单机热平衡试验方法,模拟单机在整星环境下的热平衡试验,以避免只为验证其热设计而再次补做整星热平衡试验。为准确模拟单机在星内的辐射和导热过程,通过灰体间辐射热网络法和仪器安装板处单元体热平衡法,给出了等效辐射特征点和等效导热特征点的确定方法;并结合试验结果,对模型修正的合理性、局限性进行了分析,提出了在实际应用过程中应注意的问题。     

多轴液压联动实时插补控制算法

分析了液压系统位置控制的特点和难点,研究了多轴液压联动控制时运动轨迹滞后大、速度不平稳等问题,采用设置主、从变量并对主变量预估的方法,提出了多轴液压联动运动轨迹的实时插补控制算法,并进行了算法的误差分析,给出了算法编程实现的具体步骤。     

整星隔振技术的原理分析

用刚度—质量—阻尼模型分析在地面振动试验条件下带隔振器的卫星振动传递函数,得 到隔振前后振动传递函数与卫星模态阻尼、卫星频率下降率和隔振器损耗因子的关系。据此 关系,从抑制共振响应峰值和隔离中高频振动两方面提出了整星隔振器刚度和阻尼设计的若 干准则。     

基于时空结构的卫星智能诊断模型研究

针对卫星这类复杂系统的故障诊断,提出了基于时空结构的智能故障诊断系统模型(iFDS),从系统结构,结构模型,推理机制、流程模型等方面进行论述,通过对各种故障诊断方法进行融合,实现了卫星系统网络化、个性化、远程并行诊断的智能故障诊断.在故障推理机制研究中,将故障分为系统故障、多发故障和单元故障3类,分别对每一类故障提出相应的智能故障推理方法.     

国外卫星星座自主运行技术发展综述

综述国外卫星星座自主运行技术的研究和发展情况,重点介绍了导航星座、移动通信星座和区域覆盖星座的自主导航和自主轨道控制技术的发展现状,并对实现星座自主控制的关键技术进行了分析。这为我国发展星座自主控制技术提供参考。     

利用6S进行月光条件下遥感器信号模拟研究

以太阳为光源的卫星遥感器,可以采用6S或MODTRAN等辐射传输计算软件对其入瞳处的辐亮度进行计算。而在微光或月光条件下,遥感器是对观测目标反射的月亮辐射进行遥感观测,因此在进行辐射传输计算时需要代入月球的辐照度数据。可以利用已公布的月球表面反射率和已知的大气层外太阳辐照度来计算月球辐照度,并对6S辐射传输计算进行适当的修改进行计算。通过对月球辐照度计算原理进行了详细的描述并计算得到了波长在0.250μm~1.500μm范围内的月球表面辐照度,并给出了一个宽波段遥感器的微光动态范围。