摘要：提出了减小光电编码器电路部分空间,缩小其结构尺寸的方法,并对编码器的电路处理进行了研究。介绍了光电编码器的基本原理、光电信号特点和信号处理的要求,分析了传统电路处理方案的特点,说明了基于放大器和比较器的传统方案是造成电路结构设计体积较大的原因。为改变传统方案,提出了用AD直通处理和分时驱动光电信号采集技术来代替传统硬件设置从而有效压缩电路部分空间的方法。介绍了编码器高集成度电路设计的实现原理,并设计了一种16位小型编码器,其电路板面积为415mm2,,编码器体积仅为Ф25mm×16mm。设计实验表明,基于SOC单片机的高集成度光电编码器电路设计技术使用元器件少、电路简单、集成度高,可有效压缩传感器电路部分的空间。

摘要：受存储容量和对地传输能力的限制,空间太阳望远镜(Space Solar Telescope,SST)15个CCD采集的科学数据必须在轨进行5倍的压缩。在分析了SST对图像处理的需求基础上;综合中德合作的离线压缩方案,以及国内的设计能力,提出实时在线压缩的方案;采用基于小波变换的压缩算法,DSP和FPGA器件,设计了星载压缩系统(Onboard DataCompression Unit,DCU)。仿真实验表明上述方法满足SST系统需求。

摘要：作为物联网的核心技术之一,射频识别(Radio frequency identification,RFID)已广泛应用到多个行业中.而复杂的应用环境和多样化的产品设备也给RFID应用部署带来了新的挑战.为了解决RFID应用测试中的组合爆炸问题,本文提出一种RFID应用组合测试优化方法,可以在多因子多水平的条件下通过正交设计在所有试验方案中均匀地挑选出最具有代表性的少数试验方案来简化测试,并利用方差分析法获得各因子对测试结果影响的主次因素和变化规律,协助使用者迅速建立对输入输出关系的认识.以RFID标签应用为例进行的组合测试数据分析表明,利用试验设计方法对RFID应用组合测试的设计方案进行优化,可以为RFID系统部署提供有益的参考依据.

摘要：选择以碳纤维复合材料和钛合金为主要材料设计了某空间相机外遮光罩,介绍了遮光罩的结构特点,探讨了基于有限元法的结构优化设计理论和方法并对该外遮光罩进行了优化。以外遮光罩质量最轻为优化目标,选择遮光罩的径向厚度和光阑厚度为设计变量,以基频和自重变形为约束条件,进行最优化分析。优化结果表明,在保证外遮光罩基频基本不变的情况下,相机外遮光罩的质量由7.2 kg减少到4.4 kg,较优化前减少了38.9%。最后用有限元法对优化结果进行了静力学和动力学校核,结果比较理想,可满足设计要求。

摘要：针对空间机械臂在轨操控过程中,重力加速度不同于地面装调阶段的重力加速度,会随着空间位置的改变而变化的问题.本文提出了一种自适应鲁棒控制策略,用于空间机械臂的末端控制,从而使在地面重力条件下装调好的空间机械臂能够在空间微重力条件下实现在轨操控任务.通过分析重力项对空间机械臂轨迹跟踪控制的影响,设计自适应律在线估计重力加速度,从而得到重力项的估计,系统的不确定性通过鲁棒控制器来补偿.基于李雅普诺夫理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果表明,在地面装调阶段的重力环境下和空间应用阶段的微重力环境下,该控制器对空间机械臂的末端控制均能达到较高的轨迹跟踪精度,具有重要的工程应用价值.

摘要：在航空相机镜筒速度内环设计了自抗扰控制器,以减小镜筒内偏心凸轮机构的运动对镜筒的扰动。采用扩张状态观测器对扰动进行实时估计,并生成扰动补偿量抵消扰动的影响。首先,分析了凸轮机构的运动对镜筒扰动的特点。然后,建立了镜筒的数学模型,基于带宽的单参数化设计思想设计了扩张状态观测器及带扰动补偿的控制律,设计了镜筒位置控制器。最后,在镜筒上对控制器的抗扰动性能进行了验证,并与目前航空相机常用的一阶平方滞后超前校正法进行了比较。结果表明,采用自抗扰控制能将凸轮机构对镜筒的扰动偏差减小为传统方法的50%左右。在提高系统抗扰动性能的同时,控制器增益减小约2个数量级,大大降低了对控制器增益的要求,提高了系统的稳定性,对改善航空相机控制系统的抗扰动性能及降低控制器设计难度具有较高的实用价值。

摘要：空间飞行器在轨道运行过程中,除空间热沉影响外,还会受到太阳辐射、地球红外辐射和地球阳光反照等热因素作用,同时相机内部热源也会影响相机的温度.温度的变化对高分辨率航天相机光学系统成像质量影响很大·热控系统的目的是保证相机的各部分保持在各自的温度范围内·本文对相机整体进行了详细热分析计算,得出了低温、高温初期、高温末期工况以及其他一些情况下相机各部分的温度水平,为相机热控实施提供依据·

摘要：针对协同工作模式下传统飞机设计任务分解和过程建模方法存在任务关联语义不明确和复杂流程分析能力弱的不足,提出了一种基于任务关联WBS(Work Breakdown Structure)/Petri网的飞机总体布置设计过程建模方法。在飞机系统WBS基础上,采用可选、必选、选择、因果顺序、协调反馈等五种关系建立任务关联WBS模型,再映射成基于Petri网描述的飞机总体布置设计过程模型,实现飞机总体布置设计任务的静态结构表达和动态流程分析,使得任务分解和过程建模融为一体。通过建立飞机总体布置与协调系统对某飞机总体布置实例进行验证,证明了方法的正确性、有效性和适用性。

摘要：提出了复合材料和金属预埋件互嵌整体成型的设计方法。根据同轴三反光学系统中光学元件的空间布局和碳纤维复合材料的工艺特点和材料属性,设计了一种碳纤维基体与钛合金预埋件互为镶嵌的相机主承力板。首先,以碳纤维复合材料基体为核心,优化设计了基体的筋格形式和厚度,并对金属预埋件进行了布局和轻量化设计;然后,分析了碳纤维主承力板的模态和变形;最后,进行了振动环境试验,验证了设计及分析的准确性。检测和试验表明,纤维主承力板的最大外接圆直径为Φ870mm,厚度为130mm,质量为15.6kg,平均体密度仅为0.313g/cm3,主承力板一阶频率达到479.2Hz,满足了空间相机的高动态刚度、轻质量、高安装精度要求。

摘要：根据二氧化碳探测仪所处的空间环境、结构特点和工作模式,采用被动热控和主动热控相结合的方法设计了它的热控系统。首先,介绍了探测仪结构及内热源,同时分析了探测仪的外热流,从而得到了热控任务难点。然后,对探测仪的各个部分进行了热设计,采用被动热控与主动热控相结合的方式进行了热隔离、热疏导和热补偿;根据探测仪所处的空间环境和采取的热控措施利用TMG软件进行了热分析。仿真分析结果表明,光学系统主体框架的温度为13.3~21.7℃,满足了设计要求。最后,通过真空条件下的热平衡试验对热设计进行了试验验证,试验结果显示光学系统主体框架的温度为13.0~20.3℃,试验值与计算值基本一致,满足热控指标要求。得到的数据表明提出的热设计方案合理可行。