摘要：为了实现农田玉米株数的快速无损自动化识别,提出一种利用同时定位与地图构建(SLAM)点云的农田玉米株数自动识别方法。借助飞马SLAM100手持扫描仪进行玉米田块点云数据采集,充分利用SLAM点云中玉米植株的竖直度特征和扫描过程中植株的先验纹理特征,进行玉米植株顶部的自动提取,引入密度聚类算法进行玉米植株的区分与株数自动识别,并通过农田实测数据进行实验。结果表明,所设计的方法能够实现玉米植株的自动识别,对玉米种植株数的识别率达到92.53%。该研究在玉米植株自动识别、作物估产以及智慧农业研究领域具有良好的工程应用价值。

摘要：针对地外天体的巡视探测任务,环境感知计算量大影响行走效率的问题,提出了立体视觉算法及并行优化设计与硬件协同来提高效率的方案。通过前向模型一次查表、省略冗余计算、三维点云生成与快速滤波等并行优化算法,立体视觉的计算量显著减少。再通过硬件的并行实现,感知效率比“玉兔二号”提升了8倍。“祝融号”火星车采用该算法自主避障,完成了安全高效的1 km行走距离,飞行在轨验证结果表明该设计在地外天体未知环境和资源约束条件下快速有效,可作为后续深空任务的基石。

摘要：为实现行星定点着陆,针对E制导和零控位移偏差/零控速度偏差(ZEM/ZEV)制导的不足,提出多约束下动力下降最优反馈制导方法。首先,在分析E制导性质的基础上,提出制导时长初值的高效选取方法和基于预测校正的优化方法,经少量迭代实现在推力范围受限且连续变推力约束下推进剂消耗接近最优。接着,提出基于碰撞规避时长和推力优化分配律的地平碰撞规避方法,并在此基础上利用坐标系旋转,给出满足下滑角约束的碰撞规避方法,显著提高碰撞规避能力和着陆点可见性。之后,提出匀速转动制导和基于预测校正的组合制导参数规划方法,使制导终端扩充满足加速度约束。最后,数学仿真表明新方法有效,多约束适应性强,计算量相对小,适合工程应用。

摘要：太阳X射线探测器(Solar X-ray Detector,SXD)是“澳科一号”卫星B星(Macao Science Satellite-1B,MSS-1B)的主要载荷,包括软X射线探测单元(Soft X-ray Detection Unit,SXDU)和硬X射线探测单元(Hard X-ray Detection Unit,HXDU)两部分,采用硅漂移探测器(Silicon Drift Detector,SDD)和碲锌镉探测器(Cadmium Zinc Telluride,CZT)双通道设计。太阳X射线探测器通过同时观测太阳精确的能量谱和强度信息,量化太阳耀斑的水平并研究其演化过程和机理等科学问题。为了实现从观测数据到真实太阳X射线数据的反演,需要对SDD和CZT的探测效率进行标定。利用蒙特卡罗程序MCNP5对SDD和CZT探测效率进行了模拟计算,并在单能X射线地面标定装置上开展了软、硬X射线探测效率标定实验。结果表明:SDD和CZT探测效率的实验结果与模拟预期结果吻合较好,其中,SDD-1的实验效率和模拟效率的最大相对误差不超过3.59%@16 keV,CZT-1的实验效率和模拟效率的最大相对误差不超过9.54%@120 keV。单能X射线流强测量的相对扩展不确定度为3.8%(k=2),太阳X射线探测器探测效率模拟结果的不确定度为0.12%。这项研究为“澳科一号”卫星的太阳X射线探测器提供了数据支撑,并对后续其他天文卫星的同类探测器标定提供指导和参考。

摘要：随着星载软件复杂度的增加,提高软件测试效率对保证软件质量越来越重要,软件的可测试性设计成为提高软件测试效率的关键手段。文中针对星载软件的可测试性设计提出了四种方法:设计可测试的分层体系结构可将软件故障限制在层次范围内;合约式任务模板可规范任务的输入输出,降低任务间的耦合性;状态序列编码可用于动态指示软件的切换与流向;多任务调度记录与堆栈使用记录可用于静态复现一段时间内软件的详细工作过程。可测试性设计方法应用在某项目的软件研制中,软件测试效率有明显提高,证明方法可行有效。

摘要：为了实现MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)固体微推力器阵列准确可靠点火,阵列单元的点火驱动控制显得尤为重要。设计了驱动控制系统,由电源模块、驱动模块、10×10规模固体微推力器阵列模块、控制及通信模块组成,并分别对各个模块的设计进行了介绍。通过把各个模块进行一体化,设计了整机结构,并制备了原理样机。最后对原理样机进行了电爆试验、点火试验以及冲量测试试验,试验表明所设计的驱动控制系统功能完备,能够对阵列单元准确点火以及多单元同时点火,具有很高的可靠性,点火成功率100%。

摘要：为了分析电帆推力的影响因素,根据电帆推进原理设计了电帆地面模拟装置。首先分析了真空中带电导线和等离子作用机理,得出了电帆推力公式。利用朗缪尔探针测量了电帆模拟试验环境中等离子体参数,计算产生推力的大小,最后通过微推力测量系统测量电帆产生的推力,与计算结果进行了对比。根据推力公式和仿真结果表明,提高电压、增加带电粒子密度和速度、增加电帆长度均可增加推力。在试验中电帆上电压从300V增加到800V时,推力从9μN增加到26μN。仿真和试验结果表明,电压、带电粒子密度和速度、电帆导线长度都对推力有影响。根据试验结果,电帆推力公式的经验推力系数在1~2取值。

摘要：针对柱面洛伦兹力磁轴承(LFMB)偏角有限导致磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)力矩输出持续时间短和气隙磁密均匀度低影响控制敏感精度的突出问题,提出了一种高精度球面LFMB设计与分析方法。所设计的LFMB转子球面导磁套和定子球面绕组均与双球面陀螺转子同球心,气隙呈球壳状,保证转子偏转时定子绕组两侧气隙宽度不变,相较于柱面LFMB,转子可偏转角度由±0.6°扩大到±2°。利用等效磁路法推导了柱面与球面LFMB气隙磁密的数学解析模型,并基于ANSYS命令流构建了柱面与球面LFMB的有限元仿真模型。仿真结果表明:在转子可偏转范围内,沿偏转中心线,球面LFMB最大磁密较柱面下降了34.1%;当转子不偏转时,球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了11.6%;当转子偏转时,球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了17.7%。所提方法为磁悬浮控制敏感陀螺控制与敏感性能的提升奠定了基础。

摘要：针对中国地球静止轨道(GEO)导航卫星定点精度要求高、在轨位置保持操作频繁等特点,设计了一种基于惯性测量单元(IMU)的自主导航方法。该方法能够在卫星位置保持操作期间,有效地给出导航卫星的精确轨道信息。该自主导航方法采用IMU测量卫星的姿态信息和加速度信息,并基于轨道动力学方程设计了导航卫星位置保持期间的自主导航算法,仿真表明该方法可以大幅提高GEO导航卫星位置保持期间的自主导航精度,从而保障GEO导航卫星导航业务的连续性。该方法结构简单,性能可靠,具有良好的工程价值。

摘要：星敏感器是当前广泛应用于航天器姿态测量的高精度光学姿态敏感器。介绍了一种新型分体式星敏感器的总体设计、应用及验证情况,其已成功应用于科学试验、通讯及地球观测等多种卫星平台,共有21套产品在轨验证。根据在轨遥测数据分析,全面验证了其主要技术指标:探测灵敏度5.7 Mv、数据更新率8 Hz、测量精度2.6″、阳光抑制角28°、动态性能1(°)/s等。新型分体式星敏感器是国际上首个在轨飞行验证并引入控制系统闭环控制的APS星敏感器,根据地面测试验证结果和20余套产品长达两年在轨数据的全面分析,其在轨性能与地面测试性能一致,在轨测试结果证明产品的测量精度、鲁棒性、可用性和可靠性等主要性能满足卫星使用要求。