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[博士论文] 马骏驰
计算机科学与技术;计算机应用技术 东南大学 2017(学位年度)
摘要:辐射环境中高能带电粒子撞击设备的逻辑单元导致单粒子效应,而单粒子效应造成的瞬时性故障称为软错误。软错误是影响航天计算可靠性的重要因素。随着芯片集成晶体管数呈指数级增长,软错误率按照摩尔定律快速增长,使得航天计算可靠性问题日益严峻。软错误检测技术是解决航天计算可靠性问题的关键环节。硬件层面的软错误检测技术水平目前还难以达到防护的要求,软件层面的软错误检测技术具备制造成本低、独立于底层硬件设计和配置灵活的特点。软件层面的软错误检测技术成为航天计算可靠性的研究重点之一。
  本文主要研究软件层面的软错误检测问题。针对现有检测方法在检出率、检测代价等方面存在的不足,本文的目标是研究高检出率、低检测代价的检测方法,从而在现有硬件水平基础上,提高航天计算的可靠性,保障卫星在轨期间稳定提供服务。在四种软错误造成的后果类型中,结果错误(Silent Data Corruption,后文简称SDC)是最难检测的一种。当SDC发生时,整个执行过程与正常运行时没有区别,只是程序的输出结果发生了错误。本文重点开展针对SDC的错误传播机理和检测方法研究,并通过错误注入实验评估方法的有效性。本论文的主要工作和贡献包括:
  (1)通过错误注入实验分析了软错误对栈行为的影响,总结了栈操作常用指针导致SDC的条件和错误传播路径。程序的执行由一系列的函数调用组成,而函数调用一般由栈来实现。栈操作常用的指针包括栈指针、栈帧基址指针和返回地址。栈指针和栈帧基址指针分别存放在寄存器ESP和寄存器EBP。ESP、EBP和返回地址在程序运行中起重要作用,ESP和EBP被频繁地用来寻址,返回地址改变了程序的控制流,但还没有研究工作分析错误的ESP、EBP和返回地址对程序执行的影响。针对返回地址、寄存器ESP和寄存器EBP展开了一系列错误注入实验,分析了错误的返回地址、ESP和EBP导致SDC的条件和错误传播路径,发现控制RET型ESP和EBP只有满足特定条件才会造成SDC,控制RET型ESP导致SDC仅当执行RET指令前ESP指向返回地址;指出了注入时机和翻转位对于注入结果的影响;造成控制RET型EBP发生挂起的原因是返回环路,分析了返回环路的形成过程并给出了其必要条件。
  (2)通过错误传播分析设计了SDC脆弱指令的识别方法,研究了SDC脆弱指令的分布特征和传播特征。SDC脆弱指令是指在其操作数发生软错误会导致SDC的指令。分析SDC脆弱指令对于软错误检测设计及优化都有重要的参考价值。现有寻找SDC脆弱指令方法需要进行巨量的错误注入,时间代价巨大。根据数据关联图建立了指令的数据依赖关系,研究了函数间和函数内部错误传播过程;进而推导出判定SDC脆弱指令的充分条件,提出了SDC脆弱指令识别方法。该方法根据已执行的错误注入实验信息动态推测潜在的SDC脆弱指令,由此减少未进行的错误注入。在保证较高准确率和覆盖率的前提下,时间代价显著减少。通过分析得到SDC脆弱指令,发现导致SDC的静态指令和源代码的分布集中,并且传播路径上的关键位置是接口指令和比较指令。这些结论为检测器的放置位置提供了依据。
  (3)针对SDC难以检测的问题,通过引入软件测试中的不变量设计了一种源码级断言检测方法。不变量是运行时刻保持不变的程序特征。在软错误发生后,由于程序受到影响,不变量一般不再满足。根据该原理,在源代码中插入以不变量为内容的断言,利用发生软错误后断言报错来检测软错误。根据SDC脆弱指令分析确定了检测位置,提取了检测位置的不变量;定义了表征不变量检测能力的渗透率,在同一检测位置依据渗透率将不变量转化为断言。通过错误注入实验验证了该检测方法的有效性。相比于源码级断言检测方法的典型工作FaultScrccning,检出代价基本相同,SDC检出率提高了21%。根据该检测方法实现了针对c程序的程序加固系统1.0版本Radish。Radish通过添加基于不变量的断言对c程序源文件进行加固。基于程序不变量的断言检测方法在检测器的形式上进行了创新,断言包含的关系更丰富、检出率更高,为检测SDC提供新的解决思路。
  (4)虽然部署了基于不变量的断言,但是错误可能会在未被保护的区域传播。针对此问题,通过设计指令复算改进了基于不变量的断言检测方法。指令复算的检测粒度比断言更细,通过添加指令复算保护了基于不变量的断言未防护的区域,实现了指令复算和基于不变量的断言两种方法的协同。错误注入实验结果表明:相比于原有断言检测方法,添加指令复算后SDC检出率提高了15.5%。根据指令复算实现了程序加固系统2.0版本Radish_D。Radish_D系统包括原有的Radish系统和指令复算模块,加固后输出部署了基于不变量断言和指令复算的可执行文件。
[硕士论文] 崔鹏程
控制科学与工程 西安电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:随着我国航天技术的不断发展,我国发射的在轨航天器数目一直在增加,使得航天器同地面的信息传输量急剧上升,地面测控站负荷加重,并且当航天器处于较高轨道或者进行深空探测时,航天器与地面测控设备的通信距离过长,无法依靠地面站进行轨道的解算。为了减少航天器对地面设备的依赖,拥有自主运行能力已成为当代航天器的主要发展方向,其中自主导航技术又是航天器自主运行的前提与核心。为了提高航天器的自主导航能力,本文设计了一套X射线脉冲星导航与传统的星光导航相结合的高自主、高精度、高可靠的自主组合导航系统。
  航天器在外太空运行过程中受到外界的干扰影响是不确定的,这种不确定的干扰在导航滤波中表现为系统噪声统计特性的随机性和不确定性。传统的卡尔曼滤波中系统噪声的该特性会导致滤波误差增大甚至发散。针对此问题,本文提出了一种新的基于新息协方差匹配的过程噪声缩放算法。不使用人工或经验参数,所提出的自适应机制具有自主调整系统噪声协方差矩阵Q到最佳幅度的能力。仿真结果表明,改进后的滤波算法误差对系统噪声的自适应效果良好,且相比传统EKF算法精度提高了80%,比UKF算法精度提高了25%。
  X射线脉冲星导航是一种新型的高自主性的天文导航技术,其可靠、稳定、抗干扰能力强,但在轨道机动的时候由于其滤波周期较长,精度损失较为严重,无法单独的作为航天器的导航手段。针对此问题利用传统的星光导航系统观测时间短,能够提供连续的导航信息的优势,以改进的自适应滤波算法和联邦卡尔曼滤波为基础将这两种导航方式相结合,给出组合导航的系统框架。并根据两种导航的滤波估计精度和可靠性的差异动态分配信息因子,提高组合导航的自适应性。仿真结果表明,相比单一的导航系统来说,自适应的组合导航系统滤波精度更高,并且在航天器发生机动时组合导航滤波误差没有发生波动,相比单一的脉冲星导航鲁棒性更好。
[博士论文] 韦玮
光学 中国科学技术大学 2017(学位年度)
摘要:辐射定标是遥感信息定量化的前提和基础,其定标精度直接决定了定量遥感产品的质量。目前,我国卫星遥感器每年一次的业务化定标频次已不能满足遥感定量化应用的需求,高频次高精度的在轨绝对辐射定标已成为我国卫星遥感器迫切需要解决的问题。本文在调研了国内外各种在轨辐射定标方法的基础上,提出了一种基于全球定标场网的在轨绝对辐射定标方法,通过建立全球定标场网,增加卫星过顶次数,提高在轨辐射定标频次。
  论文介绍了全球定标场网定标方法的总体方案和基本流程。根据传统场地替代定标对辐射定标场地要求,以及全球定标场网的应用需求,提出了全球定标场网辐射定标场的筛选准则。通过调研全球已使用的定标场和自动化搜索定标场,收集了覆盖全球范围的131个定标场,构建了全球定标场网。同时对定标场的空间均匀性、时间稳定性、光谱形状、地表方向性和大气特性进行了分析。在构建全球定标场网的基础上,建立全球定标场网数据库,用于存储各定标场在轨绝对辐射定标所需的地表和大气参数。调研并筛选国内外可用的空基和地基业务化观测产品,为基于全球定标场网数据库提供定标基础数据,并根据各数据产品的特点,设计了相关数据存储表。为了确保全球定标场网数据库基础数据的准确性,本文用敦煌场的现场实测反射率数据对全球定标场网数据库反射率数据进行了验证,在MODIS前六个通道相对偏差不超过±3.1%。本文设计了全球定标场网辐射定标软件,用于实现全球定标场网数据库的管理和卫星遥感器的在轨绝对辐射定标。
  使用全球定标场网定标方法对卫星遥感器GF-1 WFV4和FY-3B VIRR分别进行了长时间序列定标,得到了2013~2016年间的时间序列定标系数。其中GF-1 WFV4的定标系数呈现出波动性;FY-3B VIRR则是单调衰变,对其绝对辐射定标系数进行线性拟合,得到了FY-3B VIRR定标系数的日更新模型。使用传统的场地替代定标方法对GF-1 WFV4进行了在轨定标,与全球定标场网定标方法的结果进行比较,两种方法得到的绝对辐射定标系数的相对偏差小于2%,证明了全球定标场网方法的可行性和准确性。将全球定标场网定标方法的定标结果分别与官方定标结果进行比较,二者定标结果的平均相对偏差均在±5.15%以内,证明了全球定标场网定标方法具有较好的可靠性和稳定性。同时以GF-1 WFV4为例,分析了地表和大气参数对辐射定标的结果的影响。
  全球定标场网方法利用其短期内的高频次定标的优势,可用消除单次定标结果的偶然性,提高定标结果的可靠性和稳定性;同时利用其长时间序列的定标结果可以实现卫星遥感器的在轨辐射特性连续监测和动态跟踪,及时校正卫星遥感器的性能衰变。全球定标场网定标方法在保证定标精度的前提下显著提高定标频次,降低定标成本,提高定标时效性,为高精度的定量化遥感应用奠定了基础,具有重要的应用价值。
[博士论文] 沈利荣
仪器科学与技术;测试计量技术及仪器 西安电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:脉冲星是一种快速自转的、具有极高自转稳定性且周期性辐射信号的中子星。脉冲星X射线波段信号可在轨探测,且X射线探测器可小型化,近年来,X射线脉冲星导航(XPNAV)成为了一种被广泛研究的新型自主导航方式,其可为近地、深空乃至行星际飞行的航天器提供位置、速度、姿态和时间等导航信息。目前,国内外已开展了相关X射线脉冲星自主导航研究,但这项新技术仍处在理论研究和可行性验证阶段,一些关键技术仍需深入研究和突破。本文针对X射线脉冲星导航系统中尚未解决的关键问题,重点研究了脉冲星自转周期估计、高信噪比脉冲轮廓重构、高精度脉冲TOA估计以及X射线脉冲星导航鲁棒滤波算法等关键点,主要研究内容如下:
  1.总结了脉冲星信号的基本物理特性;研究了脉冲星自转频率、频率一阶导及频率二阶导的变化对脉冲星累积脉冲轮廓的影响;分析了X射线脉冲星光子到达特性,建立了X射线脉冲星信号模型;论述了X射线脉冲星光子到达时间在大尺度时空效应下的转换关系。
  2.研究并提出了一种利用短时观测数据的基于频率细分的X射线脉冲星自转周期估计方法。针对X射线脉冲星光子到达的非等间隔特性,构造了一种连续Lomb周期图。该方法由Fast Lomb周期图估计脉冲星自转频率的初值,以逐层重叠细分的准则在频率初值的微小领域进行频率细分,计算精细频率处的连续Lomb周期图,以此实现低运算量下的高精度脉冲星自转周期估计。该算法考虑了X射线脉冲星光子的非均匀到达特性,避免了过采样导致的运算量急剧增加问题,可在较少细分频率处精细估计脉冲星自转周期,有助于脉冲星周期的准实时更新。RXTE卫星观测数据实验结果表明:本文所提算法估计结果优于现有的卡方法、FFT及Fast Lomb算法。当观测时间在120~130s时,本文所提算法对Crab脉冲星实测数据可实现10-8s量级的周期估计精度。
  3.提出了一种利用压缩感知(CS)思想的高信噪比脉冲轮廓获取新方法。为提高短时观测量下脉冲星累积观测轮廓信噪比,本文研究了观测轮廓的稀疏表示方法,分析了感知矩阵在信号精确重构时需满足的条件,基于±1为元素的对角阵的随机性、Hadamard矩阵的正交性以及本文设计的筛选矩阵,构造了一种维度可控的满足随机独立性的改进Hadamard感知矩阵,设计了短时观测量下的高信噪比脉冲轮廓重构算法。RXTE卫星观测数据实验结果表明:本文所提方法可在较少观测量下实现高信噪比脉冲轮廓重构。当采样率大于等于0.6时,脉冲轮廓即能以100%的概率精确重构。相同观测时间下,基于本文所提方法重构的脉冲轮廓比周期折叠获取的脉冲轮廓信噪比提高至少15.859dB。
  4.提出了一种考虑噪声分布特性的广义互相关脉冲TOA估计算法。针对脉冲TOA估计精度和运算复杂度之间的矛盾,本文分析了脉冲星信号的统计特性和周期折叠噪声的分布特性,提出了一种以周期折叠噪声方差作为最优权值的脉冲TOA估计方法,推导了该方法估计误差的理论值,并分析了该算法的运算复杂度。实测数据分析结果表明:在相同条件下,该算法时延估计精度显著优于FML、NLS、WNLS和CC四种算法,且随着观测时间的增加,本文所提算法的时延估计误差均方差减小的最显著。
  5.提出了一种适用于X射线脉冲星导航的非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波器(NPSTUKF)。为降低XPNAV导航过程中模型误差和强噪声干扰等对导航精度的影响,该算法利用航天器状态模型误差和脉冲星观测误差构造约束函数,最小化该约束函数,可求解最小模型误差,修正状态模型;然后,对下一时刻状态进行预测,并在状态更新过程中,实时调整增益矩阵,使下一时刻状态估计误差方差最小,并保证不同时刻残差序列处处正交,以实现高精度导航滤波。仿真结果表明:本文所提算法导航滤波精度显著高于EKF、UKF和STUKF算法,尤其在模型误差较大或强噪声干扰时其导航滤波效果最为显著。
[博士论文] 刘星
控制科学与工程 华中科技大学 2017(学位年度)
摘要:由于高超声速巡航飞行器具有较快的飞行速度和较强的作战能力,各国正积极开展相关研究工作。本文将高超声速巡航飞行器作为研究对象,针对飞行器从点火爬升到俯冲攻击地面目标的整个过程,开展轨迹优化和制导方面的研究工作,以实现高超声速飞行器的顺利爬升、最优巡航以及精确打击。
  本文首先以推导得到的高超声速巡航飞行器质心运动方程为基础,分别分析飞行器爬升段、巡航段和俯冲段的飞行特征和气动特性,并根据不同飞行阶段的具体飞行任务,建立飞行器三自由度动力学模型,以描述飞行器和飞行轨迹的变化情况,用于轨迹优化与制导方法的分析研究。
  飞行器在爬升过程中采用超燃冲压发动机作为推力,动力学模型较为复杂,且飞行器的飞行速度较快,飞行环境变化剧烈,简单的轨迹设计方法已经不能满足复杂动力学模型下的飞行方案设计,本文针对爬升段的轨迹设计问题开展相关研究,提出了基于五次毕达哥拉斯矢端曲线的爬升段轨迹设计方法,考虑爬升段的飞行起点和飞行终点的高度、马赫和倾角等状态量约束,同时将超燃冲压发动机的工作范围作为轨迹设计的过程约束,最终得到满足起点、终点和过程约束的爬升段飞行轨迹。
  考虑在实际爬升飞行过程中,高超声速巡航飞行器实际气动模型与参考气动模型存在偏差的特点,飞行器的动力学模型存在不确定性,采用传统的参考轨迹跟踪的方法已经不能适应爬升段制导需求。本文针对爬升段的制导难点,提出了基于动态逆的自适应制导方法,以应对飞行器快时变下的制导指令实时生成的要求,同时利用带遗忘因子的最小二乘辨识方法,对实际气动参数进行了在线辨识,以保证制导方法中气动参数与实际飞行条件接近,进一步提高制导结果的精度,以实现不同气动偏差条件下的高超声速飞行器的顺利爬升。
  为了使得高超声速巡航飞行器在巡航段以可使得燃料消耗最小的轨迹飞行,本文根据两种典型的巡航飞行即稳态巡航和周期巡航开展最优巡航轨迹生成的研究。首先给出了巡航段的轨迹优化问题描述,包括优化问题中需要满足的动压、过载、热流过程约束以及终点状态等末端约束。然后针对最优稳态巡航采用固定高度和速度飞行特点,飞行器的动力学特性较为简单,提出了利用改进粒子群算法得到最优稳态巡航轨迹。在此基础上,考虑周期巡航问题对应的动力学特性较为复杂的特点,本文采用确定性的优化算法,同时将最优稳态巡航轨迹最为优化问题的初值,最后得到了最优周期巡航轨迹。
  当飞行器结束巡航飞行后,开始进行俯冲飞行,并最终实现对地面固定目标的打击。本文首先针对单个飞行器的末制导问题,考虑末制导过程中存在的落角、落点约束以及飞行器本身结构和材料的限制,提出了在过载限制下能同时满足落角和落点约束的末制导方法。同时对多个飞行器的协同末制导问题开展了研究,通过设计的协同末制导策略可使得多个飞行器能同时实现对地面目标的攻击。
  本文最后对全文进行了归纳总结,并阐明了本文的主要创新点以及今后有待进一步研究和探索的方向。
[硕士论文] 杨雅之
无线电物理 华中科技大学 2017(学位年度)
摘要:作为空间航天器载荷中精密测量仪器的静电悬浮加速度计,研究分析其整体温度情况以及检验质量TM处的温度波动具有重要意义。GOCE、LISA和LISA Pathfinder等航天器都对温度问题进行了相关的研究,LISA Pathfinder航天器还设置有一个专门的热诊断子系统诊断温度影响。本论文基于本课题组的有内热源的电路与机械一体化设计的静电悬浮加速度计实际模型,在给定的外界环境条件以及内部环境状况下,对其进行简化,并进行了热分析仿真以及基于热分析仿真结果的热设计仿真。机械与电路一体化的设计导致了加速度计载荷内部有源,本论文着重研究这一类有源结构的静电悬浮加速度计的温度情况以及其热设计方法的仿真。
  论文采用基于有限元方法(FEM)的软件 COMSOL Multiphysics对加速度计进行仿真。首先是对模型的简化,把具有很多小结构的实体模型进行简化,并对边界条件进行简化整合。实体结构的主要部分由内到外分别为检验质量TM、极板框、真空腔、电路板与电路框、外壳。随后论文拟定两部分仿真:在外界环境温度为Tamb=20+sin(2π/60t)正弦波动,波动幅度为1℃时对加速度计的热分析仿真;在热分析结果之后对加速度计进行热设计并仿真。两部分仿真都是瞬态仿真求解,得出以下结论:
  (1)经过5h后检验质量TM处温度稳定在(20.026℃,20.032℃)区间内波动,波动幅度为0.003℃。检验质量TM上最大温度差为5×10?5℃。
  (2)热设计之后,检验质量TM在经过66h还未达到稳定波动状态,温度仍然在缓步上升。检验质量TM上最大温度差为6.6×10?7℃。
  (3)热设计仿真降低了整体温度以及检验质量的温度,均匀了检验质量的温差,但是增大了稳定时间。
  结合研究结论,提出了后续设计的改进方案并仿真,为以后的实验奠定了理论基础,并对热诊断进行了一定的展望。
[博士论文] 张鹏
力学;工程力学 东南大学 2017(学位年度)
摘要:噪声环境下结构的动响应预示是航天器研制领域的一项重要研究内容。航天器服役时所处噪声环境的频率范围可达0~10000Hz,强度可达160dB以上。高强、宽频的随机声载荷可能会引起航天器薄壁结构声疲劳失效,以及航天器内设精密仪器设备失效,进而导致灾难性后果。准确、高效的声振响应预示技术能为航天器结构设计以及地面试验方案制定提供依据,开展准确、高效的噪声环境结构全频段声振响应预示技术研究对航天器的研制意义重大。
  现有声振响应预示方法大多只适用于特定频段,难以使用单一方法实现宽频声振响应预示。本文围绕先验模态类方法开展研究,在推动各方法发展的基础上,联合使用多种方法实现宽频声振响应预示,同时简化分析方法的前、后置处理过程。论文完成的主要研究工作包括:
  (1)开展基于对偶模态方程理论的中低频声固耦合响应预示研究。研究了模态截断对对偶模态方程方法中低频声振响应预示精度的影响。先后对典型平板/声腔耦合模型和加筋板/声腔耦合模型开展研究,基于采用不同模态截断频率的对偶模态方程方法,预示了系统在确定性噪声、确定性单点力以及随机噪声、随机单点力激励下的声振响应,并基于有限元直接法验证了对偶模态方程方法的正确性。结果表明:随着截断频率的升高,对偶模态方程方法的结果逐渐收敛于有限元直接法的结果;当模态截断频率达到分析频率上限的1.5倍时,基于上述两种方法所得结果间的差异可忽略。
  (2)开展基于模态能量法的中低频动响应预示研究。针对近似计算模态载荷输入功率会引起分析误差的问题,依次对典型双振子耦合模型、多模态耦合模型、典型平板/声腔耦合模型和加筋板/声腔耦合模型开展研究。基于双振子耦合模型算例研究,提出一个无量纲的耦合强度系数,基于耦合强度系数的取值,将模态间的耦合强度划分为弱耦合、温和耦合和强耦合三种情况。多模态耦合模型的算例研究结果表明:模态间为弱耦合时,近似计算载荷输入功率所引起的模态能量分析误差可忽略;模态间为温和耦合时,近似计算载荷输入功率会导致模态能量分析结果存在较大误差,但精确计算载荷输入功率能消除上述误差;模态间为强耦合时,即便精确计算载荷输入功率,模态能量分析结果仍存在较大误差。典型平板庐腔耦合模型和加筋板/声腔耦合模型的算例研究结果表明:模态间的耦合强度随模态阶次的升高呈减弱趋势;近似计算载荷输入功率,导致模态能量分析结果在部分低频模态固有频率附近存在较大误差。
  (3)针对航天器实际面临的噪声载荷存在空间相关性,提出了考虑面压载荷空间相关性的模态能量法。确定了由rain on the roof载荷模型等效的湍流边界层载荷Corcos模型的适用范围,研究结果表明:当分析频率高于四倍气动一致性频率时,由载荷等效产生的误差可忽略不计。基于典型三模态耦合模型算例研究,提出一个偏保守的临界相关强度系数,研究结果表明:当模态载荷相关强度系数小于临界值时,模态能量分析误差可忽略。典型平板/声腔耦合模型和加筋板/声腔耦合模型的算例研究结果表明:湍流边界层载荷作用下,只有在很低频段内,结构模态上载荷间的相关强度系数大于临界值;模态能量法能精确预示湍流边界层载荷作用下子系统的振动能量响应。
  (4)开展基于统计能量法的高频动响应预示研究。将模态能量法与功率输入法结合,形成了基于MODENA-PIM方法的统计能量法中耦合损耗因子获取方法。以典型平板庐腔耦合模型为研究对象,对比了波方法、对偶模态法以及MODENA-PIM方法等三种耦合损耗因子获取方法的优劣。基于三种方法获取的耦合损耗因子开展统计能量分析,预示平板/声腔耦合系统的振动能量,研究结果显示:波方法效率最高,但精度最低;对偶模态法效率比MODENA-PIM方法高,但无法考虑非共振传输的影响,对大阻尼系统的分析结果存在较大误差;MODENA-PIM方法能有效考虑系统中非共振传输的影响,精确获取耦合损耗因子。基于对偶模态法和MODENA-PIM方法获取了加筋板/声腔耦合系统的耦合损耗因子,并基于统计能量法预示了该系统的高频声振响应。
  (5)开展基于SmEdA方法及SmEdA-SEA混合方法的中频动响应预示研究。论述了大阻尼系统中非共振传输的不可忽略性。提出了考虑非共振传输的SmEdA-SEA混合方法,建立了该方法的振动能量平衡基本方程。基于SmEdA方法及SmEdA-SEA混合方法,预示了rain on the roof载荷及集中力载荷作用下,典型平板/声腔耦合系统和加筋板/声腔耦合系统的声振响应。研究结果表明:考虑非共振传输的SmEdA方法和SmEdA-SEA混合方法能准确预示大阻尼系统的声振响应。随后,在开展考虑非共振传输的SmEdA-SEA混合方法研究时,采取简化措施,即只考虑特定频带内模态间的耦合。研究结果显示,该简化措施能在保证SmEdA-SEA混合方法预示精度的前提下,提高了分析效率。
[硕士论文] 邓洪
软件工程 电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:随着科学技术水平的发展,导引头研究也进入了一个新的发展阶段,目标模拟作为导引头技术发展的产物,在导引头研制的各个阶段都发挥着重要的作用。采用目标模拟技术,在系统设计阶段可以更准确地评估导引头设计性能;在样机研制阶段可以辅助调试部件及系统,大大缩短系统的研制时间;在交付使用阶段不仅可以作为导引头检测评估手段,同时还为应用方熟悉导引头的使用方法提供了环境。基于上述功用,导引头目标模拟技术研究日趋活跃,成为导引头研究的重要分支。
  本文阐述了一种导引头目标模拟系统的设计与实现,在概述目标模拟系统的原理与实现的基础上,重点研究了目标模拟系统的硬件实现、软件设计、样机研制与性能测试等方面,主要研究内容分为六部分。
  绪论部分首先阐述了本课题研究的背景与意义,概述了导引头目标模拟系统主要研究内容及其国内外研究情况,总结了本文的主要贡献与创新,并给出了本文的结构安排。
  第二章介绍了目标模拟系统总体设计方案,细化了技术指标,确定了全面评估及系统可扩展性等设计思想,对系统的组成及结构布局、各模块功能进行了描述,是纲领性的章节。
  第三章提出了注入式目标模拟器在全相参及非相参模式下的工作条件,叙述了目标模拟器主机及前端的设计方案,对目标模拟器的发射天线、倍频器、混频器、滤波器及放大器等模块设计进行了详细论述,同时对角位移平台及总体控制台硬件方案也做了叙述。
  第四章介绍了目标模拟器软件的设计实现方法。目标模拟器软件分为三部分:上层控制软件、接口软件和逻辑控制软件。分别在 PC平台上用C#语言编制了上层控制软件,在 DSP平台上用 C语言开发了接口软件,然后在 FPGA平台上用Verilog HDL语言实现逻辑控制软件功能。本章给出了三个软件部分实现代码,三部分软件相互配合实现了目标模拟器的软件功能。
  第五章对目标模拟系统进行了测试验证工作。利用已知参数导引头作为被测设备,对目标模拟系统进行了全面测试验证,文中给出了导引头稳定、搜索、跟踪等方面部分典型测试数据。测试结果表明,所研制的目标模拟系统运行良好,能够完成导引头测试所需的各项功能,性能达到了设计要求。最后,本系统成功应用于某在研型号导引头的研究工作中。
  第六章对全文作了总结与展望,指出了进一步完善目标模拟系统需开展的工作。
[硕士论文] 刘彬
控制理论与控制工程 兰州理工大学 2017(学位年度)
摘要:随着科学技术尤其是航空航天事业的高速发展,使得这些领域内结构的复杂性不断增加,同时对系统的结构性能也提出了更高的要求。传统电磁激励智能材料在用于结构振动控制时,需要附加的电磁激发设备和导线连接,这样容易受到外界电磁场的干扰,影响控制信号传输的准确性和实时性,而新型透明铁电陶瓷PLZT在外部高能光束均匀照射下会产生光电热力多能场耦合作用,并沿其极化方向上产生一定的应力和应变,从而实现光能转化为机械能,避免了受到外界电磁场和复杂激励设备的影响,将其制成光致伸缩作动器应用于柔性结构振动主动控制领域内具有良好的发展前景。
  本文主要的工作内容概括为以下四个方面:
  (1)介绍了透明铁电陶瓷材料的基本特性和PLZT作动器的工作机理以及在控制应用中常见的分类构型,并建立了光致伸缩作动器的本构方程。
  (2)建立光致伸缩层合简支板结构的动力学模型,利用遗传算法对简支板结构表面的作动器分布进行优化设计,对比分析了在定常光强条件下不同分布方式对层合简支板结构不同模态的振动控制效果。仿真结果表明优化分布后的作动器对简支板结构的模态振动控制效果更为明显。
  (3)建立光致伸缩层合悬臂梁结构的动力学模型,运用模态分析方法推导了光电层合悬臂梁的模态振动控制方程,并利用有限元方法优化作动器的分布位置,分析研究了在定常光强和变光强两种光控方式下对层合悬臂梁的前两阶模态振动控制效果。仿真结果表明有限元模型分析的正确性,并且选择合适的光照强度可以有效地提高对悬臂梁振动的抑制作用。
  (4)设计了基于RBF网络模型的模糊神经网络控制器,并利用滑模控制方法设计了以多受控模态的位移和模态速度为变量的一级滑模函数和二级滑模函数,把系统多受控模态控制问题转化为单模态控制问题,同时使控制系统具备了模糊规则和权值系数学习调整的能力并进行了相关数值仿真。仿真结果表明模糊神经网络控制算法是有效可行的,能够实现对光电层合简支板结构的多模态振动控制。
[硕士论文] 杨红雷
测绘工程 长安大学 2017(学位年度)
摘要:人造卫星激光测距SLR是目前唯一能直接给出无模糊度亚厘米级站星距离观测值的空间大地测量技术,因此它是检核GNSS和LEO等大地测量卫星事后精密轨道,并做出精度评定的最可靠手段。
  本文基于BERNESE5.2 GNSS数据处理软件,利用SLR观测资料对GPS36、GLONASS以及GRACE等卫星的事后精密轨道进行了检核,分析了观测值的数量与残差等在时间和空间上的分布特征。主要内容包括研究GPS、GLONASS以及GRACE卫星大地测量卫星精密轨道的稳定性,评估全球SLR测站的观测数据质量等。本文的主要工作和成果如下:
  1.利用SLR观测资料对12年的GPS36卫星和2015年全年的GLONASS卫星的CODE精密轨道进行检核。结果显示:GPS36卫星轨道精度整体优于4cm,SLR对GPS36卫星的观测精度约为1cm,且检核存在明显的系统性误差和周期性扰动;GLONASS轨道精度总体优于3.3cm,SLR对其整体观测精度优于1.2cm,发现除存在一定的系统误差外,检核残差质量与也与卫星的服役年限有关。
  2.利用SLR观测资料分别对GFZ提供的8年GRACE卫星的约化动力学轨道和AIUB提供的12年GRACE卫星非差运动学轨道进行了检核。结果显示:7090站和7810站对GRACE卫星约化动力学轨道的检核精度分别优于1.3cm和1.7cm,且检核残差中基本不存在系统误差;GRACE-A/B卫星非差运动学轨道检核精度分别优于2.5cm和2.7cm,且其轨道的整体检核结果中也不存在系统误差。同时发现,观测值残差的数量统计服从正态分布;在达到峰值后,不同观测仰角与其对应的观测个数间近似成反比例函数关系;不同方位角观测到的卫星几何位置分布存在周期为π的周期性变化特征。
  3.EDC提供的SLR观测资料在完整性和连续性上较CDDIS好,EDC与CDDIS求得的检核残差RMS值散点分布区间和散点分布趋势基本相同,说明两个机构提供SLR观测资料有较好一致性。EDC明显比CDDIS的有效数据量多,说明EDC提供的SLR观测较之CDDIS更为丰富。
  4.GLONASS卫星SLR数据为例,开展了站心坐标系、地固坐标系以及卫星RTN坐标系下的各坐标分量检核残差分析,结果表明检核残差的系统误差并没有在各坐标系三向分量中有明显显现。另外,本文也进行了卫星轨道受星蚀期影响的SLR检核验证以及全天日观测不同时段观测数量的质量分析等,结果表明:在星蚀期前后及星蚀期期间,残差散点明显分布相对稀疏,且检核残差值也变大,说明在星蚀期卫星轨道精度明显变差,SLR数据可有效检核卫星轨道受星蚀期的影响。
[硕士论文] 徐德政
地图学与地理信息系统 兰州交通大学 2017(学位年度)
摘要:近年来,我国高分辨率光学卫星技术高速发展,相继发射资源三号01星、高分一号和资源三号02星等等。由于卫星的制作和安装、轨道姿态以及成像目标自身的影响,使得原始卫星影像中存在畸变,需要利用误差模型对遥感影像的几何定位精度加以提高。影像常用的几何定位模型分为两种,一种为严密成像几何模型,另一种为有理函数成像几何模型。严密成像几何模型可以用来描述影像的内畸变和外畸变以及影像定位误差规律,同时由于严密成像几何模型参数属于保密信息,所以会通过有理函数模型替代严密模型,有理函数成像几何模型是对严密模型进行的简化,仅仅是在影像的行方向和列方向描述影像。目前有理函数成像几何模型和严密成像模型发展日益成熟,对不同模型的遥感卫星影像的几何精度评价显得尤为重要,并且还为影像几何精度补偿提供依据,奠定基础。
  本文从国产光学卫星线推扫式传感器的成像几何出发,进行了基于严密成像几何模型的误差来源以及规律的分析。将卫星误差的来源分为姿态误差、轨道误差和行时误差,分别进行仿真实验分析。其中姿态误差主要由卫星滚动角、俯仰角和偏航角组成,直接影响影像的外部精度。通过RFM替代模型对CCD畸变的分析反推影像内部像方拼接精度,得出CCD畸变对影像内部精度的影响,经过对高分一号影像的实验得到系统误差。通过不同的四种误差模型,不同的评价方法和评价指标对资源三号01星影像、资源三号02星影像和高分一号影像进行几何精度评价实验。在不同的评价指标,误差模型和实验数据的对比分析中,阐述了各项指标的意义以及不同模型评价方式的差异。
  传统的几何精度评价方法,优点是易于计算,该方法从所有的点中选取一部分作为控制点,其余部分作为检查点评价影像几何精度。控制点的数目和控制点的质量决定评价精度,在控制点稀少的地区难以做到合理的评价。所以本文引用留一法来评价影像的几何精度,选取的点既是控制点又是检查点,用于改善地区几何精度评价所用到的控制点的数量和质量。通过二次多项式模型和仿射变换误差模型的对比实验,证明该方法能更合理的评价光学卫星影像的几何精度。
[硕士论文] 汪辉
机械工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:卫星天线支撑架主要用于支撑天线、太阳翼以及一些附属设备。本文设计了一种大姿态角、运动性能好、稳定性好的三自由度2-RPU/UPR并联机构作为卫星天线支撑架,并对基于2-RPU/UPR并联机构的卫星天线支撑架的运动学性能、工作空间和动力学进行了研究。
  首先,基于螺旋理论的约束螺旋综合法综合出符合要求的三自由度并联机构,综合考虑卫星天线支撑架的运动性能要求,选取2-RPU/UPR并联机构作为卫星天线支撑架,基于螺旋理论对2-RPU/UPR机构进行自由度计算,验证了该机构的自由度为3。
  其次,利用运动链参数D-H表示法描述空间机构运动副坐标系之间的关系,得到变换矩阵的通用表达式,进而得到位置反解各支链杆长的显示表达式;借助基于影响系数法得到了2-RPU/UPR并联机构运动平台的速度、加速度变化规律;分析表明2-RPU/UPR并联机构运动平稳,当输入线性规律时输出也基本为线性规律,具有较好的运动特性。
  然后,利用空间极限搜索法得到了2-RPU/UPR并联机构动、静平台半径比k=1和0.8的可达位置工作空间;利用数值算法计算出动静平台半径比k=1的2-RPU/UPR并联机构在初始位置(0,0,1200)的姿态工作空间以及整个位置工作空间内的全局姿态工作空间;通过对比可知,2-RPU/UPR并联机构姿态工作空间满足大多数卫星天线工作要求的参数。
  最后,基于虚功原理求解出2-RPU/UPR并联机构卫星天线支撑架动力学模型;对实际工作中的卫星天线受到的侧向风进行分类,仿真得出了无侧向风与有侧向风两种情况下的2-RPU/UPR并联机构卫星天线支撑架的各支链驱动力的变化规律图,为实际设计提供理论依据。
[硕士论文] 闫旭涛
软件工程 湖南大学 2017(学位年度)
摘要:我国高分辨率遥感卫星在各行各业的应用发展迅速,各类不同高分辨率遥感卫星的研制和发射也进入密集期,单颗卫星独立管控的传统模式已经不能满足高分辨率遥感卫星的发展要求,而且新研卫星与在轨运行卫星集中管控的问题逐渐凸显。为了解决以上问题,本文参考了国内外先进的多星任务管控技术,挖掘和分析了当前多星任务管控系统应该具备的能力要求,并对这些能力要求从功能组成到功能实现进行了整体设计;其次,针对国内目前卫星管控现状,设计了常规模式、订单模式、快反模式、故障模式四种多星任务管控系统的工作模式;第三,从软件系统的实现角度出发,本文设计了基于MVC和SOA相结合的系统架构和面向使用和专业化的系统界面;第四,本文对系统在设计和实现过程中可能遇到的关键技术进行了说明和方案介绍,具体包括:多种类多用途卫星资源的建模、多星多任务快速分析的设计、基于Redis和Spark的分布式计算方案的设计、中长期结合的滚动规划流程的设计、大区域多星覆盖联合规划问题的描述和具体实现策略介绍、多星多任务规划过程中的收益评估体系设计和方案介绍等等。
[硕士论文] 武小栋
电子与通信工程 电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:近年来,随着遥感卫星探测技术的高速发展,空间数据传输系统需要实时处理的载荷种类越来越多,数据量也越来越大。作为空间数据传输系统的核心设备,星载数据处理器的实时处理能力制约着高速数据下传能力的发展。
  本文以某型号遥感器的数据下传处理需求为背景,以航天领域的标准指导思想CCSDS-AOS高级在轨系统建议为理论依据,通过对AOS标准的体系业务以及虚拟信道复用技术的研究,提出星载数据处理器的总体实现方案,并按照方案设计实现一台具备实时复接11路载荷数据,处理能力为2.4Gbps的高速数据处理器。
  为了实现对前端多路动态载荷数据的高速处理下传,本文在现有星载数据处理器的研制基础上,通过优化虚拟信道动态调度管理机制,采用基于优先级和缓存器剩余量的判决策略,实现多路缓存资源共享及自主调度功能。为解决前端数据量动态变化导致缓存器数据溢出的问题,本文在现有星载数据处理器缓存处理机制(内部FIFO加外部FIFO)的研制基础上,通过采用高速率、大容量的SDRAM加FPGA内部64bitFIFO并行处理相结合的缓存处理方式,解决课题面临的突发速率和多路载荷数据不平衡的问题。
  本文以前端11路异速位流数据为输入,设计了多路高速数据处理器的处理方案,并对方案中的功能模块和数据处理流程进行介绍。通过对硬件设计和器件选择,完成了星载数据处理器硬件架构的工程实现。同时按照方案设计中的功能模块分析以及数据处理方法选择,运用VHDL语言实现了数据处理器核心模块的软件设计和功能时序仿真,通过分析仿真结果,验证了设计方案的可行性。
  最终通过对软硬件整机调试测试,测试结果表明该多路高速数据处理器能够正确实现型号需求功能,复接输出数据符合 CCSDS-AOS标准格式编排要求,高速数据处理结果与理论设计一致。同时也表明课题所选的虚拟信道动态调度策略和突发数据缓存处理机制的合理性。该多路高速数据处理器的成功研制,不但满足课题需求,也为后续遥感卫星数据传输系统的需求提供了借鉴作用。
[硕士论文] 张斌
系统科学 南京信息工程大学 2017(学位年度)
摘要:在航天事业快速发展的时代,人们对航天器的精度要求在不断提高,无论是通信还是定位,都与人们的生活密切相关。为了满足人们的需求,航天器在轨运行时,所需携带附件无论是数量还是种类上都远远的超过了20世纪60年代。由于火箭运载能力和经济等客观因素存在,越来越多的轻质材料制造的挠性附件出现在了航天器上,当今航天器的姿态控制研究逐渐将重心转移到了挠性航天器的姿态控制上。在挠性航天器在轨飞行时,干扰、时滞、执行机构部分失效的出现往往会影响到航天器的姿态。针对此类问题,本文将从如下几个方面展开研究讨论:
  (1)针对挠性航天器模型,首先仅考虑干扰和时滞情况。基于李雅普诺夫稳定理论和线性矩阵不等式法,通过构造一个新型的增广李雅普诺夫泛函,建立基于线性矩阵不等式(LMI)形式的时滞相关H∞状态反馈控制器的设计方法;通过数值仿真验证该控制方法的有效性并分析其时滞量、H∞性能指标及时滞积分不等式分解系数对挠性航天器姿态角及姿态角速度的影响。
  (2)考虑挠性航天器执行机构部分失效的情况,构建被动容错控制器。首先,将执行机构部分失效容错控制问题转化为不确定参数鲁棒控制问题。然后,设计了一个新的多界依赖的状态反馈鲁棒H∞控制算法。此算法不仅依赖时滞积分不等式分解参数和时滞界信息,还依赖部分失效因子。最后通一系列仿真验证所提方法有效性。
  (3)针对挠性航天器执行机构部分失效的情况,通过使用在线估计来设计自适应容错控制器,并在常规控制律中增加补偿控制项。这种补偿方法可以减少故障效应,而不需要故障检测和隔离(FDI)机制。与一些现有结果相比,设计的控制器依赖于时滞及不确定分解参数。最后,给出实验仿真结果以说明所提出的容错方案的有效性。
[硕士论文] 顾海军
电子与通信工程 电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:随着隐身技术以及干扰技术的发展,以往基于有源探测体制的导弹技术已经无法满足现代战争的需求,基于无源定位体制的导弹应运而生,并且已逐渐成为导弹武器系统的一个重要组成部分,其对于提高导弹的生存能力以及突防能力都有着重要的现实意义。
  本文针对基于弹道的无源定位问题,从单站无源定位原理出发,对不同弹道下不同定位体制的参数提取、可观测性、定位精度以及跟踪滤波进行了分析和研究,并且对算法的有效性进行了对比仿真。本文的主要研究内容如下:
  1.定位体制是实现单站无源定位的基础,本文首先介绍了三种无源定位体制,第一种是的基于到达角-到达时间的无源定位方法,第二种是基于相位差变化率的定位方法,第三种是基于多普勒频率变化率的定位方法。此外本文还研究了复杂环境下相位差变化率以及多普勒频率变化率的参数估计的方法,为后续的定位精度的提高提供了基础。
  2.研究了平飞弹道下的三种不同单站无源定位方法的定位性能。主要从可观测性能,观测参数对定位误差的影响以及弹道类型定对位误差的影响三个方面进行了分析。结合弹道自身的特点对比分析了直线弹道与两种典型的曲线弹道对定位误差的影响以及不同定位方法对弹道的适应性。并给出了相应的对比仿真分析。
  3.研究了下降段弹道下三种不同的单站无源定位方法的定位性能。本文以比例导引的方式建立下降段的弹道模型。并通过仿真对比分析了不同的下降段弹道对三种不同定位体制的定位性能的影响。
  4.基于弹道的无源定位本质是一个复杂的非线性滤波问题。本文研究了基于卡尔曼滤波的目标定位算法。将扩展卡尔曼滤波(EKF),无先导卡尔曼滤波(UKF)以及容积卡尔曼滤波(CKF)与单站无源定位方法相结合。对三种不同的定位体制下、不同弹道下的滤波性能进行了分析。并通过仿真对比分析不同算法的定位滤波的性能。
[博士论文] 杨癸庚
机械工程 西安电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:大型星载网状可展开天线从方案设计、理论分析,到加工制造、实验调整等阶段,涉及到多个关键技术问题。本文针对网状可展开天线的形态设计、形面调整、波束赋形设计、在轨耦合动力学分析等问题进行了深入研究。本文主要工作如下:
  1.提出了网状天线的等张力形态设计方法。推导了环形桁架式网状天线的力学模型,并对支撑索网结构提出了两步法和整体法两种等张力形态设计方法,可实现天线索网结构前、后索网的张力分别完全均匀。考虑到实际工程中桁架支撑点数目不能过多,针对支撑点数目缩减后的索网结构,提出了边界索力优化设计方法,既能保证有效口径区域不缩减,又可实现有效口径内索网等张力。考虑到桁架变形会影响索网的张力分布和反射面的形面精度,基于迭代思想,提出了索网-桁架组合结构的等张力形态设计方法。本方法的通用性好,对于典型的“背对背”网状天线结构均适用。
  2.提出了考虑空间热载荷的网状天线形面最佳预调整方法。推导了索网结构的增量平衡方程、增量位移方程、增量张力方程及反射面形面精度增量方程,并建立了考虑单温度工况的形面最佳预调优化模型。然后,讨论了温度区间内目标函数的极值问题,建立了考虑温度区间的形面最佳预调优化模型。通过考虑温度区间的形面预调优化,网状天线在整个温度区间内形面误差的变化范围得到了大幅度地降低。
  3.提出了基于机电集成思想的二层网状天线波束赋形设计方法。通过结合物理光学法和力密度法,建立了二层网状天线的机电集成分析模型。基于机电集成分析模型,建立了二层网状天线波束赋形设计的优化模型,该优化模型中,以索网的力密度为设计变量,以索网结构的平衡方程为约束条件,而且综合考虑了远场电性能目标和结构的张力均匀性目标。该方法可以在保证索网结构张拉平衡的条件下实现二层网状天线的波束赋形。
  4.提出了面向波束赋形的创新网状天线结构设计方案。为了实现“凹凸不平”赋形网状反射面的受力平衡,提出了三层索网体系结构方案,通过增加一层“顶层索网”,对工作网面进行双向牵引,从而实现所需的赋形反射面形状。首先,建立了网状反射面的波束赋形优化模型,该优化模型通过设计网状反射面的节点坐标实现赋形反射面。其次,为了保证三层索网结构的工程可实现性,建立了其预张力设计优化模型,该优化模型综合考虑了三层索网结构各个子部分的张力均匀性。该方案不仅可以满足赋形电性能指标,而且整体索网结构的张力均匀性较好,工程易实现。
  5.提出了卫星-天线的热致耦合动力学分析方法。首先,推导了整星系统的角动量方程与挠性结构振动的能量方程,建立了卫星-天线的耦合动力学分析模型。然后,根据天线结构进出地球阴影区的几何关系,采用有限元法模拟分析天线结构进出阴影区的时变温度场,并将时变温度场等效为时变节点载荷施加到天线结构上,分析卫星天线进出阴影区的热致耦合动力学响应。仿真分析表明,当天线的热响应特征时间与结构响应特征时间相接近时,热载荷会导致结构发生明显的振动响应。
[硕士论文] 徐啸峰
系统科学 南京信息工程大学 2017(学位年度)
摘要:航天器在太空执行空间任务时,难免会受到不同类型的干扰以及时滞的影响。针对这些影响,本论文分别对单轴自旋航天器以及火星着陆器设计相应的控制器,一方面实现对干扰的有效抑制或抵消,另一方面实现对时滞的敏感,从而实现了对单轴自旋航天器的姿态控制与火星着陆器进入火星大气层阶段的姿态跟踪控制,其主要工作归纳如下:
  (1)针对含变时滞输入单轴自旋航天器的姿态控制问题,设计了一个时滞依赖的H∞控制器和干扰观测器(DOBC)相结合的复合分层控制结构,实现了对单轴自旋航天器姿态角和姿态角速度的稳定控制。通过仿真说明所设计方法的有效性,并分析了不同时滞大小对姿态角和姿态角速度的影响。
  (2)针对含变时滞输入单轴自旋航天器的姿态控制问题,基于(1)的复合控制方法,构造新的Lyapunov泛函,并在泛函求解过程中引入时滞积分不等式分解参数,降低了时滞对姿态控制效果的影响。通过仿真验证了所提出方法的有效性,同时,分析了时滞大小以及时滞积分不等式分解参数对单轴自旋航天器姿态效果的影响。
  (3)针对含变时滞输入火星着陆器进入火星大气层阶段姿态跟踪控制问题,通过将火星着陆器进入大气层时的系统(MEVs)分为快系统和慢系统这两个子系统,慢系统的设计目标是设计合适的参考角速度指令,快系统的设计目标是通过慢系统提供的参考角速度指令设计时滞相关的控制器。其中,快系统通过模糊的方法建立T-S模糊模型,并与时滞依赖的H∞控制相结合,从而达到姿态跟踪的目的。通过仿真来说明所设计方法的正确性,并且分析时滞大小以及时滞积分不等式分解参数对MEV姿态跟踪效果的影响。
[硕士论文] 杨明娟
电子与通信工程 电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:离子推进器具有比冲高、寿命长等优势,已经应用于GEO卫星位置保持、轨道转移、姿态控制、深空探测等航天任务中。离子推进器羽流中交换电荷离子速度较低,受羽流中自洽电磁场作用影响较大,交换电荷离子的回流会影响航天器的寿命以及性能。因此,对离子推进器羽流特性的研究至关重要。目前,对羽流研究方法很多,其中数值模拟方法是一种快速高效的方法。
  本论文采用2D3V电磁PIC/MCC模型对离子推进器羽流特性进行了数值模拟研究,考虑了带电粒子的输运、时变电磁场的演化、带电粒子与电磁场自洽的相互作用、电荷交换碰撞以及中和器阴极的中和等物理过程。
  本论文的研究工作包括:
  1.首先简要概述了电推进的应用背景;其次阐述了离子推进器工作原理,离子推进器羽流主要组成部分,指出对羽流研究的重要意义;最后介绍了现有的羽流研究方法和国内外羽流数值模拟研究动态;
  2.概述了模拟羽流的三种数值模拟方法:粒子模型、流体模型和混合模型。通过对已有羽流数值模拟研究工作的总结,得出目前羽流数值模拟研究大多采用静电模型,并未考虑羽流电磁效应以及时变电磁场对羽流的影响的结论,由此本论文采用电磁PIC/MCC模型对羽流展开数值模拟研究;
  3.针对离子推进器羽流数值模拟研究需求,建立了二维轴对称柱坐标系物理模型,确定了2D3V电磁PIC/MCC的模拟模型,并详细推导了模拟算法,其中主要包括:由麦克斯韦方程组求解羽流时变电磁场;利用伯兹奥尔-兰登方法求解带电粒子运动;采用Zigzag方法求解电流源;蒙特卡罗方法模拟粒子间的碰撞过程;
  4.在数值模拟软件BUMBLEBEE的基础上开发了离子推进器羽流二维求解器。运行求解器,得到了带电粒子的输运过程、时变电磁场和电流源的演化过程,并详细分析了交换电荷离子的回流运动情况以及中和器阴极的电子中和束流离子的过程。
[硕士论文] 王典
机械工程 西安电子科技大学 2017(学位年度)
摘要:随着航天技术的发展,航天航空产品需要满足高低温交变、振动冲击等恶劣环境及更长的使用寿命。目前,温度载荷作用下的动力学响应分析在航天航空领域研究多集中在温度对结构固有特性的影响,鉴于这种情况,本论文分析了结构热环境下的振动响应,并针对某典型舱段,通过有限元分析软件对热环境下舱段结构的振动特性进行仿真分析,研究温度变化对舱段结构动力学响应的影响。
  阐述了热分析相关理论、结构动力学基础理论知识及有限元仿真技术,简要叙述了ANSYS Workbench软件的主要特点及分析步骤;通过热仿真算例、模态分析算例以及随机振动分析算例进行了仿真结果与理论结果的对比验证,为后续分析提供了理论基础及仿真技术指导。
  研究了简单结构热应力理论与有预应力的模态分析理论,与有限元仿真结果进行对比,验证了热环境下结构振动响应分析方法;对简单结构进行室温下动力学响应分析以及温度载荷下动力学响应分析,探究了温度变化对结构动力学响应的影响,为下文分析热环境下舱段结构的振动响应提供了指导。
  对原舱段模型进行了结构简化与修复,并利用有限元仿真软件建立了简化后的舱段结构模型。对简化后的舱段结构进行室温下的模态分析及随机振动分析,以及温度载荷下的热应力分析,进而进行有预应力的模态分析及随机振动分析,结合传热学及动力学理论,研究舱内关键部位的响应分析结果,针对结构薄弱部位提出设计改进建议,并分析温度变化对结构热变形、热应力、固有频率及随机振动响应的影响。
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