蒸发式Z形值班火焰稳定器的点火性能

针对一种蒸发式Z形值班火焰稳定器进行了点火性能试验研究,采用高速摄影和图像处理的方法获得了不同点火位置下初始火核的生成及发展过程,并对回流区油雾分布及时均火焰结构进行分析。试验结果表明:相比传统薄膜蒸发式火焰稳定器,蒸发式Z形火焰稳定器的贫油点熄火当量比在马赫数超02时能降低311%和194%。Z形值班火焰稳定器具有双燃烧反应区特征,点火位置影响初始火核的形成,当第二反应区对火核生成起主导作用时值班火焰稳定器的点火性能较好、火核发展较快。点火位置位于Z形槽下拐角附近时能获得较好的点火性能,而靠近回流区与主流交界面时点火性能较差;同时低温高速条件下低燃油蒸发率导致的燃油分布不均会带来点火性能的展向差异。     

舵机电位器的反馈位置误差补偿方法研究

舵机因电位器基准电压线性误差以及负载效应非线性误差等因素产生反馈位置误差,易造成导弹在发射、大机动飞行时控制效率降低,甚至影响到控制系统回路的稳定性。在电位器等效电路模型的基础上,对两类误差产生机理展开了深入研究,提出了一种舵机电位器的反馈位置误差补偿方法,实现了舵面偏角的有效修正。实验结果验证了该反馈位置误差补偿方法的正确性和有效性。     

一种基于火箭视位置与视速度的航天器初轨确定方法

为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性.      

一种高精度GPS卫星钟差预报方法

为了获得实时高精度GPS钟差,提出了采用快速星历建模进行短期预报。文章先对钟差数据提取趋势项,再利用傅里叶分析研究其周期特征以确定建模与预报时间段长度,最后利用径向基函数(Radial Basis Function,RBF)神经网络建模实时预报钟差。由于RBF神经网络用于非线性数据建模效果良好,在提取线性趋势项并合理确定建模周期后,该方法能够得到较好的预报结果。实际预报结果表明,文中方法得到的预报钟差精度高于超快速星历,能够满足分米级实时精密定位的要求。     

基于几何特征的非合作目标相对位置和姿态估计

针对几何参数未知的非合作目标,提出一种基于双目视觉的非合作目标相对位置和姿态估计算法.对目标图像进行滤波去噪、Canny边缘提取并将每条边缘段保存至链表,将边缘段分为直线段和圆弧段;并从直线段和圆弧段中检测出矩形特征和圆形特征;根据平行直线在同一像平面投影具有相同湮灭点的性质设计矩形特征相对位置和姿态估计算法;根据圆在像平面对偶投影几何,设计圆形特征的相对位置和姿态及半径的估计算法;对实际模型图像进行处理验证,结果表明该算法能够很好地识别帆板和对接环,并有效地估计出相对位置和姿态及对接环半径.     

高精度位置跟踪自适应增益调度滑模控制算法

影响位置跟踪精度最重要的因素之一是系统不可避免地存在内外不确定性。由于具备很强的鲁棒性,滑模控制能有效消除系统不确定性的影响,然而也会带来抖振这一顽疾。因此,有效削弱滑模控制系统的抖振是提升系统跟踪精度的关键。为此,本文提出一种误差主导的自适应增益调度算法,该算法利用等效原理准确判断系统滑动模态是否建立,并以此来调度切换函数增益值的增减;同时,为克服因利用低通滤波器获取切换函数等效输出而引起的时间延迟,在增益调度中采用误差主导的增益变化率,确保了增益调度的实时性。理论和仿真实验证明,在滑动模态建立前,该增益调度策略能加快滑模变量的收敛速度;而在滑动模态建立后,该增益调度策略能使增益值在有限时间内趋近于系统不确定的绝对值,降低了系统抖振幅值,从而获取更高的跟踪精度。直流力矩电机伺服系统位置跟踪对比实验结果表明,该增益调度方案有效,能使系统获得更高的跟踪精度。     

考虑脉冲星角位置误差修正的XNAV算法研究

航天器X射线脉冲星自主导航(XNAV)依赖于精确的时间测量与转换, 而脉冲星角位置误差会影响时间转换精度从而对导航精度产生不可忽视的影响. 本文在对XNAV算法的研究中, 采用了真实的脉冲星角位置误差. 通过将脉冲星角位置加入滤波器状态进行滤波处理来降低脉冲星角位置误差, 从而降低其对导航精度的影响. 仿真结果表明, 该方法能够有效抑制脉冲星角位置误差对导航精度的影响, 保证了导航精度, 研究结果对于XNAV的工程应用具有一定理论参考价值.      

真空下星敏感器地面校准设备观察窗形变及光路分析

观察窗设计是星敏感器地面校准设备高低温真空罐设计中的一项关键技术。观察窗设计的好坏将直接影响地面校准设备的校准精度。由于观察窗受到内外压差时会发生挤压变形,光线通过变形窗时发生偏移,同时观察窗内外介质密度的不同也会引起光线的偏差,最终星敏感器所接受的光线不是原本的入射光线,导致光线校准出现偏差。针对上述问题本文通过应用ANSYS和MATLAB给出一种有效的计算方法,该方法既可以计算出观察窗的形变量,同时在形变的基础上计算出光线传输的改变量,为后续的地面校准提供补偿参数。     

基于UKF和信息融合的航天器自主导航方法

X射线脉冲星导航利用X射线辐射脉冲到达时间 (Time of Arrival, TOA)作为信息输入,星敏感器导航利用星光角距等作为信息输入,是两种不同机理的天文导航方法。提出一种将脉冲星TOA和星敏感器星光角距测量结合的信息融合天文自主导航方法,设计了一种利用激光光量子模拟脉冲星X射线辐射光子的半物理仿真系统用于算法验证,并基于无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter, UKF)使用真轨道参数做了仿真试验。结果表明,基于UKF的信息融合方法比基于EKF（Extended Kalman Filter）的信息融合方法性能更好,与仅使用脉冲星或星敏感器的导航方法相比,能将位置估计精度分别提高52.7%和43.6%,速度估计精度分别提高82.2%和70.5%。     

电流斩波方式的开关磁阻发电机无位置传感器技术

A onvel current chopping strategy for switched reluc-tance generator(SRG)-a full conducted current chopping(FCCC)scheme is presented,According to characteristics lf phase current wave of SRG generating operation,it can be generated under sensorless condition without an addi-tional circuit or a position signal algorithm.Simulational results show the feasibility of this scheme.Experimental results of a 6kW6/4configuration SRG show its simplic-ity and high reliability with little decrease in efficiency.Soit will be widely used.