摘要：针对导航领域对星相机的性能要求,通过在星相机中应用新型的电子倍增CCD(EMCCD),设计一种探测能力强、数据更新快的成像系统。说明了EMCCD工作原理,分析了EMCCD信噪比,介绍了基于TC285电子倍增CCD的星相机的设计方案,给出了CCD驱动电路、视频信号处理电路以及时序控制器的设计。用模拟拍星实验和实际拍星实验验证了所设计的相机的性能,同时对相机的应用进行了初步分析。通过分析实验图像的信噪比说明了设计的星相机具备在积分时间8ms以内探测6等星的能力,且其图像数据更新频率可达10frame/s,满足用短积分时间进行快速星光成像的要求。

摘要：针对可重复使用助推飞行器在大攻角飞行过程中的耦合及干扰问题,提出了基于协调增益调度策略的姿态控制器设计方法。首先,忽略大攻角飞行时俯仰、偏航、滚转通道间潜在的耦合,建立了有别于小扰动线性化的各通道线性化模型,独立设计了各通道的增益调度控制器。然后,在单通道控制的基础上,说明了协调增益调度控制策略的思想。最后,设计了协调调度控制器用于消除通道间的交叉耦合。非线性实时仿真表明,该策略使攻角最大误差降低了1~2°,侧滑角跟踪精度提高了将近0.4°,满足可重复使用助推飞行器大攻角飞行时对系统性能指标的要求,同时控制策略的设计方法物理概念清晰,易于工程实现。

摘要：研制了一套星间角距精度优于0.2″的甚高精度星模拟器系统对深空光学导航敏感器进行地面标定和精度测试。采用高精度大口径静态可变目标标准源作为甚高精度星模拟器的核心显示器件模拟星图,同时研制了一种单点可控星图模拟矩阵式LED照明系统为其提供光源,并设计了长焦距大视场投影光学系统使模拟星图成平行光出射,在光学系统出瞳处产生星图,从而完成小天体全视场甚高精度星图的模拟。最后,提出甚高精度星光出射精度的检验方法,理论分析其测量精度为0.14″。结果表明该模拟器可用于对光学导航敏感器的地面标定和精度测试。

摘要：为开展某型无人飞艇系统的地面集成及飞行仿真试验,基于VxWorks实时操作系统、Matlab/Simulink和RTW(Real Time Workshop)快速原型建模仿真软件、FUTABA数据采集系统和三维视景系统,开发了具有高精度、高实时性的半实物仿真平台以及仿真软件.该系统的最大创新点是加入了FUTABA遥控设备以及PWM(Pulse Width Modulation)/RS-422的信号转换模块,从而将飞行员的视觉感受及操纵输出接入到仿真回路中,实现了在全遥控、半自主和自主3种模式下的"人在回路"仿真.仿真试验结果表明:"人在回路"的飞行仿真试验可验证控制律的3种模式切换功能以及姿态、航迹控制效果,提高了飞行员对该型飞行器的操纵熟练程度,可以实现在应急情况下直接控制无人飞艇平稳着陆.

摘要：高速傅里叶变换(FFT)处理器的设计是实时信号处理系统的核心问题。本文基于现场可编程门阵列FPGA(FieldProgrammable Gate Array),采用并行处理和单路延迟反馈SDF(Single-path Delay Feedback)流水线技术相结合的方法,设计了高速FFT处理器。该处理器内存资源消耗较并行结构有所减少,运算速度较单独的SDF流水线结构有所提高。建立了处理器的算法和设计模型,并根据模型对处理器各组成模块进行了优化设计,在保证处理器速度的同时,减小了资源消耗,其工作频率可以达到150 MHz,数据率超过600 Msps,软件仿真结果和实验室硬件平台测试验证了设计的可行性。

摘要：将粒子群算法与惩罚函数法相结合,建构一种离散粒子群算法,解决工程上非线性约束离散变量优化设计问题。为实现离散变量与连续变量的转化,构造了相应的扩张函数,提出惩罚因子的确定策略。通过容器设计算例验证,粒子群算法方法优于文献所列方法。应用粒子群算法、惩罚函数法及所提出的策略对波纹管工程实例进行优化设计,其单位重量下整体波纹管的补偿量比在用产品提高了79.96%,与理论解接近,进一步证明了离散粒子群算法及策略在处理工程非线性约束离散优化设计问题时的有效性,其为工程上类似优化设计提供借鉴。

摘要：由于减小相位式激光测距系统的鉴相误差可提高测距精度,本文对鉴相器前置整形模块和后置滤波模块进行了优化设计,以提高鉴相精度。针对整形模块,引入了迟滞比较器,克服了传统开环比较电路在实际噪声条件下存在的多重触发缺陷,解决了鉴相器输出方波高电平宽度不稳定的问题。针对滤波模块,介绍了基于MC4044鉴相芯片的两种典型放大/滤波电路及其缺陷,使用FilterPro软件设计了4阶有源低通滤波器,并说明了它相对于典型设计的优势。实验结果表明:相比于开环比较器,本文设计的迟滞比较器避免了接地(GND)噪声引起的多重跳变现象,输出方波的上升沿时间由1.66μs下降为108ns;与基于MC4044的两种典型放大/滤波模块设计相比,本文设计的低通滤波电路克服了输出DC电平值非线性变化的缺陷线性度(R2)值由0.908 3提高至0.999 9)和灵敏度较低的缺陷(转化增益常量提高了96.5%),而输出DC电平上的干扰信号峰峰值则由50～230mV下降至10～20mV,有效减少了后级的A/D采样误差,提高了鉴相精度。

摘要：针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨(TSTO,Two Stage To Orbit)天地往返运输系统的质量估算方法.以8 t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力-可重复使用火箭(TBCC-RR,Turbine Based Combined Cycle-Reusable Rocket)、火箭基组合循环动力-可重复使用火箭(RBCC-RR,Rocket Based Combined Cycle-Reusable Rocket)和可重复使用火箭-可重复使用火箭(RR-RR,Reusable Rocket-Reusable Rocket)方案,分析了级间分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比.

摘要：在单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统操纵律的设计中 ,如果考虑框架伺服特性 ,往往假设系统的物理参数是确切已知的。为消除参数的不确定性对操纵性能的影响 ,设计了一种鲁棒操纵律。该操纵律仅采用系统物理参数的预估值 ,根据航天器姿态控制给出的角动量 (或力矩 )指令 ,可直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩。由于操纵律没有算法奇异 ,在 SGCMG系统不出现运动奇异的情况下 ,可使操纵误差指数收敛至零。同时 ,该操纵律对系统参数变化具有良好的鲁棒性 ,且形式简单 ,易于实现。对应用在航天器上的某 4 - SGCMG系统的仿真结果表明 ,上述操纵律是可行的。

摘要：利用Leon2处理器核和具有丰富内部资源的FPGA芯片,为空间太阳望远镜(SST)图像压缩单元成功设计了高性能的基于纯硬件架构的(5,3)整数-整数二维小波变换模块。该模块对2048×1024×2B的太阳图像进行变换耗时约为0.2 s,比欧空局(ESA)的DSP软件方法提高了数十倍运算速度,不仅满足SST卫星在轨图像压缩的任务指标,而且在结构上也易于与其后的多种编码处理灵活衔接,同时还具有体积小、功耗低、容错性好、通用性强等特点,可以广泛应用于多种航天图像压缩领域。