小卫星姿控xPC半物理仿真系统设计

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机、光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台,并利用该平台系统对使用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50 s内使姿态机动了31.57°,且有较好的指向精度和稳定度.结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,用设计的姿态控制算法进行姿态机动能够满足控制系统性能指标.     

气浮台质心漂移干扰力矩及最优参数研究

三轴气浮台质心漂移引起的干扰力矩是衡量气浮台工作能力的重要指标。针对航天八院研制中的5 000 kg三轴气浮转台干扰力矩评估与最优设计问题,建立理论分析模型,论述气浮台的质心漂移取决于三个基本变形参数。然后采用数值仿真和理论分析的方法,深入讨论气浮球心最优偏移与气浮台重力干扰力矩之间的关系,基于分析结论建议初始姿态调平后气浮球心相对于气浮台质心适当偏移可以有效抑制干扰力矩。结论还认为微摆0.3°产生的干扰力矩接近零对气浮台结构设计来说并不是困难,追求摆动0~15°范围内重力干扰力矩最小才是气浮台设计所面临的最大挑战。另外,还总结了最优参数的变化趋势,为气浮台的设计、调平提供了有益的建议。     

磁悬浮飞轮不平衡振动控制方法与试验研究

针对磁悬浮飞轮不平衡振动会造成飞轮系统的同频扰动,影响卫星姿态控制精度与卫星载荷精度的问题,提出一种开环轴承力补偿的磁悬浮飞轮不平衡振动控制方法。将抑制轴承力中的同频量作为控制目标,通过建立含有不平衡量的磁悬浮飞轮系统动力学模型,分析刚性转子不平衡量的特性,在自适应陷波器基础上,加入位移刚度力补偿机构、开闭环控制和位移刚度力补偿控制两个作用开关,在整个转速范围内对轴承力中的同频量进行抑制。本方法特别适合磁悬浮飞轮输出姿态控制力矩时频繁穿越临界转速的特点,尤其适合磁悬浮反作用飞轮的应用。仿真分析和试验结果表明,本方法在整个转速范围内对飞轮转子的不平衡振动起到很好的抑制效果。     

采用自适应PI控制的单框架控制力矩陀螺角动量飞轮系统的设计

设计了单框架控制力矩陀螺中的角动量飞轮分系统以提高卫星姿态控制精度.首先,从理论上分析了角动量飞轮的角速度波动对单框架控制力矩陀螺输出力矩的影响,得到当期望转速为5000 r/min且力矩波动<0.002 Nm时,角速度波动应小于5 r/min的结论.然后,采用无刷直流电机驱动角动量飞轮,利用FPGA实现控制驱动电路,...     

小卫星姿控xPC环境半物理仿真研究

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机及光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台;并利用该系统对用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50秒内机动了31.57°,并有较好的指向精度和稳定度。结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,设计的姿态控制算法进行机动 能够满足控制系统指标。     

连续转速状态下卫星反作用飞轮微振动参数识别

由于制造和装配误差,反作用飞轮产生的谐波干扰是导致光学遥感卫星微振动现象出现的主要因素,微振动现象严重阻碍了光学遥感卫星向更高分辨率方向发展。为了在设计时更有效地抑制光学遥感卫星微振动现象,需要较好地把握反作用飞轮微振动相关参数。本文提出了一种反作用飞轮连续转速状态下的参数辨识方法,即在时频域内获取飞轮扰振变化特性。首先利用时频分析获取非稳定干扰力信号的时频分布;然后利用加扇形窗的线性最小二乘估计方法辨识反作用飞轮的倍频特征;其后建立与飞轮转速相关的参数化模型,并利用加权非线性最小二乘估计方法辨识出参数化模型的待估参数,其后将模型参数转化为模态参数;再结合模态参数和倍频参数,获取飞轮干扰力或力矩的转速-频率峰值点。最后通过一组反作用飞轮测试试验验证本文所提出的方法,试验结果显示,连续转速状态下的辨识结果更接近反作用飞轮真实工作状态,该方法准确掌握了飞轮干扰力和力矩变化趋势,相对于传统固定转速状态下的测试结果平均误差小于1%,结果具有良好的精度。     

对接仿真试验台姿态模拟装置优化设计与试验研究

针对地面对接仿真试验台对姿态模拟装置的要求,分析了气浮、液体静压和机械转台结构形式的姿态模拟装置,提出了一种抗弯件式姿态模拟装置,它能满足质量轻、刚度、强度大和摩擦力矩小的要求。利用ANSYS对姿态模拟装置进行了优化设计,优化后其质量降低了23％。由于轴承使用环境的特殊性,对姿态模拟装置的摩擦力矩进行了测试,主动仿真试验台姿态模拟装置最大摩擦力矩5．6 N·m,被动仿真试验台姿态模拟装置最大摩擦力矩1．32 N·m。结果表明抗弯件式姿态模拟装置是一种比较合理的结构,保证了地面对接仿真的真实性。     

基于terminal滑模控制的小卫星机动方法

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先,基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型,以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后,采用SGCMGs作为小卫星执行机构,以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal滑模控制产生的期望力矩;通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后,利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示:根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s,满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度,能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。     

反作用飞轮结构的动态优化设计

在综合考虑飞轮执行机构的动量容量、输出力矩、质量、体积、功耗、成本及复杂性等因素的基础上，基于优化设计软件ISIGHT及结构有限元分析软件ANSYS，对基于磁悬浮轴承技术的反作用飞轮的结构外形尺寸进行动态优化设计，在确保反作用飞轮结构在给定设计转速下能达到一定的角动量，同时满足结构强度、刚度、形态等方面的要求的前提下，使反作用飞轮的质量最小，优化结果令人满意。设计思路和方法可以用于系列反作用飞轮结构的设计和研制。     

微小卫星用陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的性能试验

为解决微小卫星姿态控制执行元件—姿控飞轮的轻量化、高效支撑及润滑问题,提出了应用脂润滑陶瓷轴承为微小卫星姿控飞轮提供支撑和润滑的方法。试验研究了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的启动、摩擦功耗、温度特性、抗振动性能及寿命特性,试验结果显示:与同型号钢制球轴承相比,陶瓷球轴承在静态摩擦力矩及功耗方面性能更优良,可以有效减小姿控飞轮的启动电流和摩擦功耗。陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮在-30～50℃具有良好的启动性能,低于卫星最低工作温度20℃时仍能保持良好的启动特性,无冷焊问题,完全满足卫星发射时抵抗振动的要求。振动试验后的姿控飞轮在4年的地面真空试验中功耗电流变化率在有真空度和温度变化的影响下小于1%,验证了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮使用寿命优于4年,满足国内微小卫星对姿控飞轮轻量化和使用寿命的要求。     

高真空环境下硅微机械陀螺品质因数的温度特性

分析了温度在高真空环境下对硅微机械陀螺品质因数的影响机理。阐述了热弹性阻尼的复频率模型和硅材料的温度特性,建立了品质因数温度特性理论模型,并对理论模型进行了仿真验证和实验验证。理论计算得到常温下品质因数的温度系数为-9.76×10-3/℃。利用ANSYS对品质因数的温度系数进行仿真分析,得到常温下品质因数温度系数的仿真值为-9.96×10-3/℃。对硅微机械陀螺进行品质因数温度实验,得到常温下品质因数的温度系数为-9.02×10-3/℃,与理论计算结果相差8.20%。实验结果表明:高真空环境下建立陀螺品质因数温度特性的理论模型可为陀螺的温度误差补偿提供理论依据,为陀螺的优化设计提供实际指导。     

高灵敏VOCs在线真空紫外单光子电离飞行时间质谱仪的研制

研制了一种高灵敏度在线膜进样真空紫外电离源飞行时间质谱仪（MI-SPI-TOF MS）用于检测低浓度挥发性有机物（VOCs）。仪器包括真空系统、膜进样接口、真空紫外单光子电离源、垂直加速反射式飞行时间质量分析器和数据采集系统等。该仪器使用聚二甲基硅氧烷（PDMS）膜作为大气压下直接进样的接口,膜的选择透过性能直接、快速地富集大气中VOCs,可实现快速在线进样检测。真空紫外单光子灯作为电离源,能将电离能低于10.6 eV的VOCs电离,形成分子离子峰。结果表明,该仪器的分辨率优于750 FWHM,对苯、甲苯、二甲苯和氯苯的检测限达10^-12 mol/mol级别,检测速度达秒级,可用于低浓度VOCs的实时在线检测。     

阈值判决引导的单载波分块传输稀疏信道估计

为利用高速无线通信时信道的稀疏多径传播特性,改善传统单载波分块传输(SCBT)信道估计方法的性能,提出了一种阈值判决引导的稀疏信道估计方法。该方法通过导频进行初始最小二乘信道估计,利用获取的信道估计值设置判决阈值。然后,将幅值低于判决阈值的信道抽头强制置零,仅保留幅度值大于判决阈值的信道抽头估计值,从而有效地改善单载波分块传输系统的稀疏信道估计性能。基于COST 207典型乡村信道模型进行了仿真实验,结果表明:阈值判决引导的稀疏信道估计方法的实验结果最接近于信道参数已知时的误比特率性能;在信噪比为20dB条件下,新方法的误比特率可达到5×10-4,而最小二乘算法只能达到3×10-2。该方法改善了SCBT系统的稀疏信道估计精度与复杂度,得到的结果验证了提出方法的有效性。     

Strapdown gyrocompass algorithm for AUV attitude determination using a digital filter

The strapdown gyrocompass can provide attitude by measuring the Earth’s gravity vector. In practical applications, there usually exists unwanted disturbance accelerometers that will distort the accelerometer measurements, hence a filtering out procedure is essential. Current attitude determination method based on pendulum cutting off technology has the limitation for vehicle moving mode. This paper proposes a new strapdown gyrocompass algorithm via processing the accelerometer measurement with Butterworth low-pass filter (LPF) to remove the high frequency dynamic disturbance components. When the gravity variation in inertial frame is regulated, LPF can be applied to properly get the gravity even in the presence of acceleration disturbances, and subsequently can be applied to calculate the strapdown gyrocompass attitude. The proposed algorithm does not require declination information and inertial element biases estimation. The field test has been conducted and the results verified the effectiveness and reliability of the proposed AUV attitude determination method and have also shown that the gravity is proportional to the latitude and altitude of AUV.     

高性能光学合成石英玻璃的制备和应用

介绍了制备光学合成石英玻璃的常用工艺方法,包括化学气相沉积、等离子化学气相沉积和间接合成法等;给出了不同光学石英玻璃使用的原材料、它们的特点及其在不同领域的应用综述了该项技术在国内外的发展现状。比较了上述制备方法的优缺点,其中立式化学气相沉积工艺是目前最成熟的商业化工艺,可用于制备直径达Φ600mm以上、光学均匀性优于2×10~(-6)、抗激光损伤阈值达30J/cm2@355nm的大尺寸合成石英玻璃;等离子化学气相沉积工艺可制备内在质量优异、羟基含量≤5×10~(-6)、光谱透过率T190-4000nm≥80%的全光谱透过石英玻璃;间接合成法可制备光吸收系数小于1×10~(-6)/cm@1064nm、羟基含量≤1×10~(-6)、光谱透过率T157-4000nm≥80%的石英玻璃,而且易于掺杂及控制缺陷,进而制备各类掺杂特殊功能的石英玻璃。文章最后指出:上述制备工艺各有优缺点,应根据高端光电技术领域的应用需求采取适当的制备工艺。     

机载成像系统像移计算模型与误差分析

研究了机载成像系统的像移及其对成像质量与相机分辨率的影响。为准确获取像移矢量,实现成像系统像移补偿,提出了一种基于坐标变换的机载成像系统像移计算模型。通过线性坐标变换,建立了从地面目标景物到成像系统像面的坐标变换模型,推导了地面目标景物在成像系统像面的解析表达式,根据坐标在相机积分时间内的变化来确定像移矢量。分析了成像系统像移误差的主要来源,讨论了载机轨道坐标、飞行姿态角和相机视轴角误差对像移计算结果的影响,采用蒙特卡罗方法分析和统计了像移计算误差。样本实验结果表明,在载机姿态角和相机摆角不变条件下,像移量与载机速度成正比,与目标距离成反比,像移误差随着参数误差的增加而增加,其中载机经度和纬度误差是影响像移计算误差的重要因素。结果显示本文方法对机载成像系统的像移补偿具有实用价值。     

Reduction of wear of crankshaft bearings of V-8 engines by compensating the total unbalanced mass of the crank gear mechanism parts

The work presents the theoretical principles of how to compensate the total mass of crank gear parts and to eliminate the auxiliary free total unbalanced moment emerging when reconditioned or improved pistons, connecting rods, piston rings, and conrod liners are installed in V-8 engines. It is achieved by increasing the mass of the counterweights and the distance between the center of gravity and the axis of rotation, by altering the angles of their arrangement, the mass-geometrical parameters, and the design of the sump plugs in the conrod necks, and by creating an engine-plane-directed imbalance correction. These methods enable compensation of the total unbalanced mass in order to eliminate the above-mentioned moment; they make it possible to balance the crankshaft, improve durability, and reduce the vibration and noise of the V-8 engine.     

10~(-6)量级精密离心机输出加速度测量模型及不确定度评定

为了给高精度惯性仪表校准试验提供高精准的加速度输入值,研究了精密离心机输出加速度的建模、测量及不确定度评定方法。建立了适用于10-6量级高精度精密离心机的加速度测量模型及不确定度传递模型。基于本课题组提出的高精度测量方法,完成了10-6量级精密离心机的静动态半径、静动态俯仰失准角等重要分量的高精度测量。分析、归纳了测量不确定度源,分别基于建立的加速度测量不确定度传递模型和蒙特卡洛方法完成了该精密离心机输出加速度的测量不确定度评定。最后,讨论和总结了高精度精密离心机输出加速度建模和精度评定的相关问题。结果表明:该精密离心机对1g~100g输出加速度的相对标准不确定度均小于3×10-6,其精度与目前国际上公开的最高精度离心机处于同一数量级;建立的测量模型及测量不确定度评定方法可以为相关精度等级的精密离心机研制和评价提供参考。     

航空光电稳定平台质量不平衡力矩的前馈补偿

讨论了旋翼直升机高频振动时产生的质量不平衡力矩对航空光电稳定平台性能的影响。基于传统光电稳定平台电流反馈、速度反馈、位置反馈的三闭环控制系统提出了一种基于系统模型的质量不平衡力矩前馈补偿方法。该方法通过标定平台质量偏心,利用加速度传感器获取平台加速度信号来对平台的质量不平衡力矩进行前馈补偿,实现对平台质量不平衡力矩的抑制,提高光电稳定平台的扰动抑制能力。实验结果表明:相对于传统三闭环控制系统,引入前馈补偿后系统的扰动隔离度至少提高了6.4dB;相对于利用扰动观测器对质量不平衡力矩进行补偿的传统补偿方案,引入前馈补偿的光电稳定平台系统不仅在低频段补偿效果提升约12.9dB,而且克服了扰动观测器在高频时不能补偿质量不平衡力矩带来的影响,使平台在全频段的扰动隔离度都大幅提高,视轴能更好地稳定在惯性空间内,具有较高的实用性和使用价值。     

基于FANUC 31i的主轴热变形补偿方法

主轴高速旋转时,主轴轴承内外环高速摩擦产生大量热量,这些热量使主轴轴向和空间姿态发生变化,产生热伸长、热倾斜和热漂移等形变,这些形变又引起刀具与工件相对位置发生变化,导致工件加工精度变差。采用五点测量法对这些形变量进行测量,生成主轴温升与热变形的误差曲线,再根据误差曲线编制数控系统可执行的C语言热补偿程序或PMC热补偿程序,数控系统根据温差变化自动更新外部机械原点偏移量,纠正刀具与工件的相对位置偏差,可有效减小主轴热变形引起的误差,提高工件加工精度。