星载双频GPS相位历元差缩减动力学定轨(英文)

研究了星载双频GPS相位历元差缩减动力学定轨方法,该方法既克服了相位历元差运动学方法在观测几何较差或数据不足情况下无法应用的缺点,又避免了相位非差动力学方法易受周跳和模糊度影响的缺点。历元差方法对相位周跳的影响不敏感,因此能够降低相位数据预处理中周跳探测的难度。在模型求解过程中,解决了高维矩阵的计算问题,将长弧段观测数据分成若干短弧段,相邻两个短弧段的连接处不做差分,仅在每个短弧段内部进行历元间差分处理。通过对GRACE卫星进行试算,并与GFZ事后科学轨道进行比较,结果表明相位历元差缩减动力学定轨精度在径向、沿迹方向和轨道法向分别可达1.92cm、3.83cm和3.80cm,三维位置精度可达5.76cm,该方法与相位非差缩减动力学定轨精度相当。     

小型无人机发电系统的研制

本文介绍了一种适用于无人机的专用电源系统的设计方案,该方案由永磁同步发电机和宽电压输入范围的电源变换/调节装置组成.该方案具有系统结构简单、可靠性高、电源品质高和转速范围宽的优点,并对电源系统进行了实验验证,实验结果和理论分析一致.     

通信卫星推力器可靠性评估方法

针对通信卫星推力器服役寿命长、试验费用高、寿命试验所得数据通常较少等具体特点,提出一种推力器极少失效数据可靠性评估和寿命预测方法,并建立不同试验工况下试验信息的相互折算原则,有效解决了通信卫星推力器的高精度可靠性评估难题.对某型推力器脉冲试验和稳态试验数据进行了处理,分别给出其同步轨道运行可靠性和转移轨道运行可靠性评估结果.      

涡轮转子H形叶片叶尖间隙测量

叶尖间隙是燃气轮机中的一个重要性能参数和安全监测参数。现代燃气轮机中采用H形凹腔冷却涡轮叶片,该叶片具有单叶片双间隙的特点。利用电容式叶尖间隙测量系统,通过改进算法,实现了H形叶片的叶尖间隙测量,并成功应用于H形叶片涡轮级性能试验。试验录取了三种不同设计间隙下的实际叶尖间隙变化数据,分析了叶尖间隙与涡轮性能之间的关系,并对试验中的转子异常运动进行了成功监测。     

基于人工拉格朗日点太阳帆的导航卫星自主定轨技术

为提高导航星座的自主导航能力,提出一种基于人工拉格朗日点太阳帆的导航卫星自主定轨方法。在导航卫星星间测距的基础上,利用太阳帆提供的空间实时位置信息,来消除导航星座的整体旋转和漂移对自主定轨的影响。选用第一类无奇点根数作为状态变量,利用EKF滤波器融合卫星动力学信息及两类测距信息进行自主定轨。利用GPS导航星座的IGS精密星历进行了仿真试验,仿真结果表明了该方法不仅能够保证导航卫星自主定轨的长期稳定性,且与结合星间测距和星间测向的自主定轨方法相比,定轨精度更高。     

结合遗传算法和优化Q-law算法的小推力轨道转移

提出了一种将遗传算法和优化的Q-law算法相结合的新轨道转移算法.为了合理利用能源,文中引入相对推进效率作为是否施加推力的门限.遗传算法用于搜索最短时间的优化轨道转移路径,将轨迹优化问题转化成有约束的参数优化问题,从而避免了两点边值求解难题.在轨道转移末端,为了提高目标转移精度并避免高频振荡,文中采用了结合模糊逻辑的优化Q-law算法.针对某一卫星轨道转移进行了数字仿真.结果表明,本文算法能够在实现最优时间轨道转移的同时,兼顾能源的消耗,并提高轨道转移精度.     

无刷直流方波电动机的双闭环控制

介绍一种由稀土永磁方波同步电动机、ＩＧＢＴ逆变器及双闭环控制电路构成的新型无刷直流电动机系统，该系统具有结构简单、力矩脉动小、调速精度高、响应快及调速范围宽等优点。实验结果验证了该电动机系统的优良性能     

一种新颖的电磁式同步电机力矩控制方案

对同步电机直接力矩控制作了进一步的研究，从理论上分析同步电机转矩的产生，并将直接力矩控制思想延伸到电磁式同步电机，讨论了电磁式同步电机直接力矩控制的实现，仿真分析了电磁式同步电机直接力矩控制系统，并阐述了电磁式同步电机直接力矩控制方案较永磁同步电机方案具有的优点；定于磁链幅值不受转于磁链大小的限制，转矩－力矩角曲线线性度更好，转矩变化更快，动态性能更优；转子信号可测，无需复杂的运算和额外的装置辨识初转子磁极位置，仅靠转子激磁电流变化，从定子感应电势即可得到转子位置。此外，采用直接力矩控制更易于实现电机系统的无速度传感器运行。仿真结果表明了系统的可行性和的动态性能。     

多自由度位移机构的设计

介绍了一套用于辅助计量测试的多自由度位移机构设计实例,讨论了各自由度的特点及不同实施方案.     

近地热环境参数对航天器温度影响浅析

介绍了目前国际上普遍采用的近地轨道热环境参数与传统参数之间的差异。对不同轨道的两个航天器,分别按两种参数取值进行了温度计算。结果表明,与国际上目前采用数值相比,采用传统的热环境参数值会使得计算的高温工况外热流偏低,而使低温工况时外热流偏高,从而对航天器内部温度会造成1℃～2℃的偏差。