2014年 第43卷 第S1期
激光雷达可以获得目标的三维形状信息,是复杂地面背景下车辆识别的有效手段.提出了一种基于投影降维的快速激光雷达目标识别方法,对检测后提取的疑似目标三维点云数据进行投影降维,得到数字表面模型(DSM)数据,根据轮廓相似性度量值以及尺寸相似度量值构成的组合识别准则进行目标识别.采用8组地面装甲目标的仿真点云数据进行实验,实验表明算法的目标型号识别率高于90%,实时性远优于传统算法.针对实际应用需求,进一步研究了点云空间分辨率,激光雷达成像系统误差对目标识别的影响.
在对空间的非合作目标进行脉冲激光测距时,由于目标的距离跨度范围很大,回波信号的动态范围很大,采用单一的光学或电路调整方法都不能实现全范围的接收.针对不同的距离段,在发射端采用偏振合束器使脉冲光纤激光器和脉冲全固态激光器的光束同轴输出,并对激光的发射功率进行分档,在接收端对雪崩光电二极管的放大倍数进行分档,并引入窄脉冲峰值检测器和可变增益放大器,在自动闭环控制下使接收电路的输出稳定,实现了等效输入动态范围为160 dB、测量范围为15 m～20 km的激光测距系统.
卫星激光遥感是继红外、可见和微波之后的一种新型主动探测手段,其数据反演是卫星应用的关键技术和重要环节.卫星激光大气遥感主要有气体成分浓度、气溶胶/云垂直廓线和三维风场等三个应用方向.针对大气CO2和气溶胶/云等要素,分别介绍了天基激光差分吸收和后向散射探测原理,探讨了CO2反演bottom-up算法和气溶胶/云反演层次查找分类算法流程.此外,设计了卫星遥感分级数据产品并给出了反演算法地基和机载验证途径.该研究可服务于激光大气遥感卫星的顶层设计.
为了有效抑制航天器转动部件对敏感载荷的扰动,将电磁技术应用于变频吸振器上,从经典电磁理论出发,建立了斥力悬浮型电磁变频装置的数学模型.该型电磁变频装置通过两个电磁铁对中间的永磁体产生排斥作用来产生恢复力:当中间永磁体偏离平衡位置时,由于两边电磁铁斥力的非线性变化使得二者对中间永磁体产生一个指向平衡位置的恢复力.理论分析表明,在气隙不大的情况下,该力与永磁体偏离平衡位置的位移成正比,同时其与电磁铁中通入的电流成正比关系,进一步的仿真也验证了该结论,这为有效、精确控制变频吸振器的工作频率提供了理论依据.根据理论计算和有限元仿真,采用了电磁技术的变频装置可以提供4500 N/m左右的刚度变化范围,应用该变频装置的吸振器可以提供近50Hz的频率变化范围,同时其调节速度和精度也能满足航天器对变频吸振器相关性能的要求.
基于二次侧地线和抛物反射面的几何特点,给出了近似的二次测地线法,通过对裁剪线上的离散点进行多项式拟合,得到空间膜片的平面展开边界,进行了裁剪步长和膜片投影角度对裁剪误差的影响分析,可知步长对其精度影响不大,膜片的投影角度对精度影响较大,当其为10时,面积误差仅为0.27%.为了避免平面外的集中力使薄膜产生大变形,利用梁单元进行膜结构等效,进行了反射面的变形分析,得到一定载荷下的结构变形.并进行了反射面的加载试验,验证了等效方法的正确性.基于薄膜的裁剪分析和力学分析进行了薄膜反射面的聚光实验,聚光效果较好,其分析方法为大尺寸反射面的设计奠定了基础.
光学窗口组件作为空间环境模拟系统与外界的接口,是不可或缺的重要组成部件.空间环境模拟系统共有两类光学窗口组件,针对两类光窗组件分别进行了结构方案设计.通过强度理论公式对光窗组件进行了强度校核,采用有限元分析软件计算了压力对光学玻璃表面变形的影响,并分析了光学玻璃表面变形对光窗组件光学性能的影响.计算结果表明:工作过程中,通光口径为150 mm的光窗组件光学玻璃产生的应力为0.82 MPa;通光口径为350 mm的光窗组件光学玻璃产生的应力为3.28 MPa,均满足强度要求.利用Zemax软件分析得到,通光口径为150 mm的光窗组件波像差PV值为/8;通过计算得到通光口径为350 mm的光窗组件在170 mm~190 mm环带区域内光程差为0.8 nm,均满足光学性能要求.因此,光学窗口组件结构方案设计既满足强度和可靠性要求,又满足光学性能要求,整个光学窗口组件安全可靠.
针对空间太阳能电站大口径聚光结构的应用需求与运载条件相矛盾的情况,以离轴式聚光系统为研究基础,设计了一种具有折叠展开功能的次镜支撑机构.机构采用三关节串联结构为主,两组平行四杆机构为辅,可实现水平、竖直的两次展开,并能保证次镜组件在展开过程中始终保持平动状态.通过建立机构折展的运动学方程,对机构的工作空间进行了求解,规划了展开方案;对机构展开的位置、姿态精度进行了研究,分析了展开精度对机构各结构参数的敏感度;最后,在ADAMS软件中建立了折展机构的虚拟样机,对展开过程进行了仿真,验证了机构设计的正确性与合理性.
夹具是卫星振动试验的传力部件,夹具性能的好坏直接影响到振动试验的真实性和可靠性.总结了卫星振动夹具设计的一般方法和思路,针对某光学小卫星振动夹具进行了设计工作,利用有限元软件MSC.NASTRAN对振动夹具动特性进行了分析,对其刚度、质量、固有频率及动特性响应间的关系进行了研究,完成了某光学小卫星振动夹具的设计工作,从其动特性响应分析结果看,带振动夹具后整星动特性响应平均偏差约为6%,最大响应偏差约为11%,振动夹具对整星动特性影响在合理范围内,目前该振动夹具已成功应用于某光学小卫星按GJB1032-90所规定的地面力学环境试验中,并取得了预期的效果,该方法可应用于其他卫星振动夹具的设计中.
高能电子束进行韧质辐射靶标冲击试验时,靶标定位监测系统需要监测靶标重复定位位置的变化,记录靶标冲击试验时所产生的动态图像.首先,根据双目视觉原理,设计了靶标重复定位辅助系统,监测靶标空间位置的变化;然后,根据使用工况要求,设计了用于观测靶标冲击试验的ICCD镜头,实时记录靶标的动态图像;最后,通过搭建靶标监测系统测试平台,针对靶标重复定位辅助系统的定位精度和ICCD镜头的分辨率等参数进行了测试.试验结果表明,靶标重复定位辅助系统的空间位置定位精度为2%,ICCD镜头分辨率优于600 lp/mm.因此,该监测系统能够满足高能电子束试验中的靶标精确定位和靶标动态图像的使用要求.
研究了对地观测敏捷小卫星的星载一体化设计,结合工程实际,设计了一种敏捷小卫星的结构,将载荷结构和卫星结构有机结合到一起,并充分考虑了卫星结构与整星被动热控一体化设计、卫星结构与整星线缆布局一体化设计,提高整星的功能密度,优化了星上单机布局,有效降低整星质量,压缩体积,降低发射成本.设计分析结果表明,整星的x向固有频率为56.465 Hz,y向固有频率为59.704 Hz,z向固有频率为218.88 Hz,整星的高刚度为敏捷卫星的快速机动成像奠定基础;卫星的结构安全裕度大,达到3.85,随机响应和正弦响应在可控范围内,能承受卫星从运输到发射过程中的各种复杂力学环境;卫星功能密度高,被动热控设计使得整星热控资源功耗小,空间利用率高,线缆走线布局简洁方便.
随着信息技术的进步,空间对地成像已朝着高清、多路方向发展.基于通用DSP和H.264/AVC视频编码标准的实时视频压缩系统,由于具有开发周期短、可靠性高、处理速度快、便于升级以及体积小、功耗低、适应性强等优点,可以为新的需求提供解决方案,研究基于通用DSP、采用先进视频压缩技术的实时视频编码器具有重要意义.为满足越来越多的高清视频采集、编码和传输的应用需求,基于TI的新一代多核DSP TMS320DM8168芯片,给出了方案的设计与实现,在该系统上实现了H.264视频编码算法,可对输入的双路1080p视频进行60 fps实时编码压缩.方案的主处理器只需一片DSP,与传统多路视频压缩方案需要多片处理器相比,这种高度集成方案降低了部件数量和物料(BOM)成本、功耗需求,缩小了PCB尺寸,提高系统集成度.
由于可折展机构在空间任务中的展开需要,其运动学分析和驱动设计至关重要.根据空间多模块可展开机构中单个模块的周向周期性及多模块连接的非完全周期性特点,首先基于复数法和机构单元的拆分思想进行了单个模块的运动学建模,同时进行了满足曲面拟合条件的多模块展开机构的几何建模,并进行了多模块可展开机构的运动学分析,得到多模块联动过程中运动部件的位置与模块间偏角的关系曲线,随着滑块位移的增大,外层模块与内层模块的偏角增大,最大值为1.22.基于可展开机构的运动学分析,得到不同驱动方式下滑块和铰链在机构展开过程中的受力变化曲线,进行展开机构的驱动分析及低质量和高可靠性的驱动设计,为展开机构的顺利展开提供保障.
针对一种具体的由支撑臂支撑、方形帆面形式的太阳帆航天器,介绍了质心偏移类、帆面转动类两大类姿态控制机构,并分析了其优缺点,对其适用的姿态控制滚转轴稳定机进行了设计.在构型设计、材料强度、结构强度、质量优化、控制精度等设计约束条件下,围绕滚转轴稳定机转杆长度关键设计参数,通过分析长度角度制约关系、几何计算、帆面有限元非线性静态建模仿真验证、伸展臂弯曲受力有限元建模仿真验证给出了转杆长度值的优化设计结果为1.2 m,并以此为依据结合功率、转速公式计算选取了合理的极限转速取值为20.83 ()/s.给出了一种滚转轴稳定机转杆长度优化设计思路,为太阳帆航天器姿态控制方案设计提供了关键设计参数与设计约束条件,优化设计结果对实际工程应用具有一定参考价值.
为了弥补传统人工报靶的不足,提高航空武器对地攻击训练中的报靶效率,并为实现战场打击实时自动评估探索新思路,运用光学交汇测量原理,通过CCD成像、图像分析对比等方法,提出了航空武器对地模拟攻击实时自动报靶系统设计方法,解决了多目标动态检测算法、图像畸变校正算法、图像阈值计算及打击目标重心(质心)提取等技术问题,实现了实时对模拟打击点的测量、计算、记录和分析.实验证明:该系统对视场内光点目标的捕获能力达到了97%以上,打击点测量坐标相对误差小于0.23%.
针对某空间相机1.1 m口径反射镜的光机结构设计任务,为降低反射镜的重量,提高其环境适应性,设计了一种重力变形小、抗振性强、热尺寸稳定性高的空间反射镜结构系统.首先,详细分析了反射镜及支撑结构选材依据及应考虑的主要因素.然后,提出一种背部半封闭式扇形轻量化孔的反射镜轻量化结构方案,并利用参数化建模分析的方法对其结构参数进行了优化设计.采用背部三点柔性支撑方式对反射镜进行支撑,通过柔性铰链的柔性来调节由于装配中的过定位和热环境变化导致的反射镜面形精度降低问题.最后,对反射镜组件的力学和热特性分析结果表明,反射镜在X向1 g重力作用下反射镜面形精度PV为62.4 nm,RMS为5.7 nm,在204 ℃环境温度变化范围内面形精度达到PV为61.7 nm,RMS为6.3 nm,反射镜组件基频为150 Hz,能够满足静态刚度、动态刚度和热尺寸稳定性的设计指标要求.
文中通过对高分辨相机静态传函测试中误差产生的机理进行分析,提出了相应的测试策略,有效抑制条纹靶标周期偏差、环境振动及图像噪声对MTF的影响.TDI CCD相机的MTF测试值受到条纹靶标周期偏差、环境振动和图像噪声的影响,通过分析上述因素对MTF测量值的影响机理,建立了条纹靶标周期偏差、环境振动和图像噪声对传函的影响模型,并分别提出了针对条纹靶标周期偏差引入的MTF测量值修正方法,以及针对噪声影响提出了MTF计算模板的最优化选取算法,通过最优化模板计算得到的MTF测量值可以有效抑制图像噪声的影响,同时抑制环境振动以及条纹靶标周期偏差引起的摩尔条纹对MTF测量值的影响.根据对某空间相机实测图像的分析结果,横向模板尺度应不大于摩尔条纹横向周期的4%,纵向模板的尺度应不大于摩尔条纹纵向周期的2%,分析表明模板越大,MTF受噪声影响越小,但受环境振动和条纹靶标周期偏差影响越大,实际工程中应结合相机本身的噪声水平,在最优区间选取MTF计算模板,使得测量值更准确.
设计并搭建了半球空间内收发同轴的目标表面后向散射特性测量系统,以1 550 nm线偏振、窄线宽激光为光源,在0~60入射角度范围内,通过对具有不同表面微观形貌(研磨、立铣和平铣加工表面)的典型粗糙度比较样块进行后向散射特性的测量,探讨了入射光偏振方向、入射方位角、入射角和表面微观形貌的变化对后向散射特性的影响,分析了这些影响产生的原因,并分析了后向散射场偏振特性的变化.结果表明这些影响因子均对表面后向散射特性产生规律性影响,既有共性规律,也有个性规律.其中,表面微观形貌又决定着入射方位角、入射角等变量变化时对后向散射场能量分布及偏振性质的改变所产生的影响.这一结果为无合作目标测量领域及其他表面测量特性研究领域提供参考及应用价值.
大口径主反射镜是空间光学遥感器的关键部件,其动态结构刚度与强度直接关系到光学系统的成像质量.在结构设计初期,为保证Ф750 mm口径主反射镜组件在动力学载荷作用下不发生破坏,对其进行了随机振动下的峰值应力分析与试验.首先,论述了空间光学遥感器经历的动力学环境条件,并阐述了随机振动响应的峰值等效原则;之后建立了主镜组件的有限元模型,进行了基于上述准则的动力学仿真分析;最后,对主镜组件力学模拟件进行了动力学环境试验与应变的动态采集分析.分析与试验结果表明:柔性环节在X向、Y向、Z向随机振动激励下响应的峰值应力分别为102.3 MPa、99.5 MPa、104.3 MPa,与仿真结果最大相对误差为10.8%.试验结果验证了上述分析的准确性,说明主镜组件柔性环节设计可靠,安全系数为2.07,满足使用要求.
提出了一种基于控制力矩陀螺的挠性卫星姿态大角度快速机动控制方法.结合卫星姿态动力学,运动学和挠性附件的振动方程,建立了面向预测控制方法的非线性预测方程;在建立了包含卫星姿态跟踪误差,控制力矩能量以及挠性附件振动能量的优化目标函数基础上,采用非线性模型预测控制方法设计了兼顾机动性能与抑制附件振动的卫星姿态机动律.为进一步消除挠性附件振动,采用输入成形技术对规划的控制力矩进行处理,成形出合理的控制力矩指令.最后以成形后的控制力矩指令为输入条件,基于鲁棒伪逆方法设计了金字塔控制力矩陀螺群的操纵律,完成挠性卫星姿态机动的非线性滚动控制.针对算例的研究表明:卫星滚动轴姿态能够在约27 s内机动50,且具有指向精度小于0.03,姿态稳定度小于0.03 ()/s的性能.
目标特征点三维坐标的测量精度直接影响目标位姿的解算,准确确定影响目标位姿的误差因素,对各项误差进行合理分配及综合,是提高目标测量精度的关键.目前,像点提取精度、特征点匹配精度根据现有算法已达到瓶颈,而在摄像机内部结构及标定等方面提高测量精度还有较大的研究空间.通过建立成像点坐标测量方程,综合分析各误差因素对目标位置的影响.通过实验分析与仿真,摄像机内部结构误差及标定误差对成像点坐标的影响在一个像素内,当f=0.031 9 m,目标距离为20 m时,目标位置总体测量精度为0.029 4 m.对光学成像系统内部结构的设计及电子器件的选型具有较大参考价值.
为了对电动舵机进行致命故障检测,根据模糊聚类方法建立了舵机标准状态样本,通过计算待测状态样本与标准状态样本之间的距离,将其归为最近的一类状态.首先,对舵机原始状态样本数据进行了归一化处理.接着,选用夹角余弦法建立了各样本间的模糊相似矩阵.然后,对初始聚类中心矩阵和隶属度矩阵进行迭代运算,设定最大迭代误差并结束迭代过程,得到了舵机标准状态样本.最后,搭建了舵机状态检测的试验平台,在拷机试验中舵机控制器实时运行状态检测程序,实时计算待测样本与标准状态样本的距离.实验结果表明: 状态检测程序运行时间只需0.23 us,且检测结果全部正确.此状态检测方法满足了电动舵机故障检测准确性和实时性的要求.
随着空间技术的发展,卫星热控系统面临着巨大的设计挑战.首先,根据快速响应空间小卫星的新特点,分析比较了其热控设计与传统设计方法的区别,从而提出了快速响应空间小卫星热控系统的研制流程.然后针对实现快速响应空间小卫星热控系统设计的关键步骤:多轨道极端工况外热流参数的确定、模块化热构架系统和热控系统快速分析技术进行了详细的阐述和介绍.最后,追踪了实现快速响应空间小卫星热控系统研制的新型热控器件的研究和应用.作者认为,时间驱动的热设计理念,稳健、模块、可扩展的热设计方法,以及新型先进智能热控器件的研制是由快速响应空间小卫星的任务特点所决定的必然要求和实现途径.
全球定位系统(GPS)接收机的秒脉冲(PPS)随机误差大,并且板载时钟存在累积误差.在分析GPS秒脉冲的正态分布特性基础上分别提出了秒脉冲参考源和时钟参考源的实时校正算法,其中秒脉冲参考源校正算法对高频脉冲连续累加求平均获取了一秒内脉冲数平均值,以预测秒脉冲与协调世界时(UTC)秒脉冲的时间误差均值作为补偿,生成校正秒脉冲;在均值法求温补晶振(TCXO)实际频率基础上,研究了用于校正时钟参考源的脉冲补偿算法.仿真实验结果表明,采用GPS秒脉冲参考源校正算法后秒脉冲随机误差减小7.5倍;采用时钟参考源实时校正算法校正后产生的12.5 MHz参考源连续9.5 h测试误差低于140 ns.基于GPS秒脉冲的参考源实时校正算法可有效减小误差.
为解决多通道TDI CCD成像系统响应非均匀的问题,根据成像系统视频信号的处理流程,详细分析了影响成像系统响应非均匀性的各个因素,对比了当前主要的非均匀性校正处理方法,提出了改进单点校正法,其集成了单点校正法与两点校正法的优点,具有算法简单,效率高,实用性强,测试工作量小等特点,利用该方法对系统所采集的图像进行非均匀校正,试验结果表明,系统响应的非均匀性由3.5%降低至1.5%,在系统响应全部灰度范围内,最大的非均匀性小于2.5%,满足成像系统的使用要求.
为满足空间望远镜地面测试与标定,提出了利用坐标变换原理实现室内动靶标检测架模拟空间望远镜跟踪卫星场景的计算模型,仿真结果与球面三角学计算一致.采用坐标变换方法推导了望远镜探测系统与望远镜回转中心不重合情况下,探测系统的跟踪误差与两者位置偏差的关系.设定靶标转速4 ()/s时仿真结果表明,竖直轴方向位置误差0.2 m时,只引起望远镜俯仰角跟踪恒定偏差5.658 74,其余角度、角速度和角加速度的偏差均近似为0(数量级小于10-12);水平轴方向存在0.002 m的位置误差时,方位角跟踪角误差0.056 78~0.139 25,方位角速度和角加速度误差分别为0.007 01 ()/s、0.002 56 ()/s2,耦合引起俯仰跟踪角度误差数量级10-4,角速度和角加速度误差数量级10-6;视轴方向的位置偏差对跟踪结果无影响.该结论可为空间望远镜检测与装调提供参考.
为了满足实验类空间仪器对空间电源系统的低成本、高集成度、微型化的需求,设计了以C8051F040芯片为控制核心的空间仪器电源控制器.该控制器与传统设计方式的最大区别是采用高集成度的锂离子电池控制芯片(bq77PL900)代替了原有的模拟电路.通过使用该芯片不仅大大降低了控制器所占体积,减小了控制器的功耗,而且提高了控制器的抗干扰能力.为了提高系统的可靠性,该系统还采用在线EEPROM充注技术,可以及时发现控制器内部被打翻的数据并进行恢复.通过实验证明该设计简单可靠,而且能量转换效率也提高了5%左右.该设计可广泛应用于低成本的空间仪器的电源、微小型卫星的电源系统.
SRAM 型 FPGA在空间辐照环境下,容易受到单粒子效应的影响,导致 FPGA存储单元发生位翻转,翻转达到一定程度会导致功能错误.为了评估FPGA对单粒子效应的敏感程度和提高FPGA抗单粒子的可靠性,对实现故障注入的关键技术进行了研究,对现有技术进行分析,设计了单粒子翻转效应敏感位测试系统,利用SRAM 型 FPGA部分重配置特性,采用修改FPGA配置区数据位来模拟故障的方法,加速了系统的失效过程,实现对单粒子翻转敏感位的检测和统计,并通过实验进行验证,结果表明:设计合理可行,实现方式灵活,成本低,为SRAM型 FPGA抗单粒子容错设计提供了有利支持.
硬脆性材料在磨削过程中的加工质量和效率成为目前制约硬脆性材料应用的主要问题之一,如何在加工工艺环节提高生产效率和加工质量成为亟待解决的问题,制约问题解决的主要原因是加工效率在很大程度上会引起加工质量变差,在提高加工效率的同时保证良好的加工质量极其困难.主要从影响加工质量的因素之一磨削温度入手,以硬脆性材料中的碳化硅、氧化铝为例,利用有限元分析软件对硬脆性材料的磨削过程进行热瞬态分析,分析了在不同的磨削加工参数(砂轮转速、磨削深度和工件速度)即不同加工效率时大口径碳化硅工件和氧化铝工件的最高温度及其变化曲线,并横向对比了氧化铝材料和碳化硅材料在同等磨削加工参数时的磨削热状态.针对性地研究了硬脆性材料在磨削加工过程中的一些特性,为硬脆性材料的加工工艺提供参考.
针对广角极光成像仪滤光片组件的温度控制需求,设计了一种高精度温度控制系统.使用铂电阻作为测温传感器,测温电路可以达到0.05 ℃的温度采集精度;使用DSP作为主控制器,实现了滤光片温度的全数字控制;使用恒流源电路作为加热片的驱动控制电路,实现了加热功率的高精度、低噪声控制;建立了滤光片组件温度控制系统的数学模型,结合实际系统的阶跃响应曲线辨识得到系统模型参数,设计了系统的控制器,进行了仿真,给出了控制器的性能曲线;通过滤光片组件温度控制系统实验对控制器参数进行了整定,得到了优化的控制器参数.最后,给出了系统的实际温度控制结果,表明系统能够实现滤光片的高精度温度控制.
航天光学遥感器指向镜的稳定性对提高图像几何精度起着至关重要的作用,而指向镜的胶粘剂决定了指向镜的指向稳定性,首先分析了遥感器对指向镜高稳定性指向的使用要求,然后对航天中常用的三种胶粘剂进行了全面对比,结合指向镜的实际使用要求,选择了HY914和SE-14-80两种胶粘剂进行粘接应力比较,通过为这两种胶粘剂制定合理的固化工艺路线,在相同的条件下进行了胶粘前后指向稳定性试验验证,试验结果表明,采用特定的固化工艺,使用SE-14-80粘接剂的指向镜粘接前后指向偏差约为1,是航天光学遥感器指向镜胶粘剂的最优选择.鉴于其优异的粘接性能,此胶粘剂已在某在研项目中应用.
针对凝胶注模成型的反应烧结SiC空间反射镜材料,进行有机物前驱体浸渍处理,制备了具有细小次生-SiC均匀分布于基体的SiC陶瓷.研究了浸渍工艺对SiC密度及微观结构的影响.未经浸渍处理的样品反应烧结后密度为2.945 g/cm3,一次浸渍后密度增至2.969 g/cm3,二次浸渍后密度增至3.011 g/cm3.并随浸渍次数的增加,显微结构中细小SiC所占比例随之增加,即在反应烧结过程中,通过浸渍引入的碳与硅反应生成细小的-SiC弥散于基体.对样品进行了三点弯曲性能测试,未经浸渍处理的样品抗弯强度为308 MPa,一次浸渍处理强度为339 MPa,强度提高10.1%,二次浸渍处理强度为380 MPa,强度提高23.4%,大幅提高了力学性能.
将碳化硅(SiC)微粉、酚醛树脂和炭黑等均匀混合,配置成连接浆料,真空除泡后连接SiC陶瓷素坯,高温反应烧结后得到反应烧结SiC(RBSiC)连接镜坯.讨论了浆料配方对焊缝显微结构的影响,测试了RBSiC连接坯体的力学性能和线膨胀系数.研究表明:连接浆料中加入聚乙二醇200(PEG200)和聚乙烯醇吡咯烷酮(PVP),能够有效分散炭黑,保证反应烧结过程中炭黑与硅完全反应,无残余碳存在,实现焊缝与基材之间显微结构的一致性;SiC连接坯体素坯和反应烧结后的抗弯强度值分别24.9 MPa和322.9 MPa,而且断裂位置在基材上;在-100~400 ℃范围内,RBSiC连接坯体与基体线膨胀系数差异仅为0.011 4 ppm.
研究纳米碳化硅颗粒对凝胶注浆料流变学特性及反应烧结碳化硅性能的影响.利用凝胶注模(gel-casting)成型工艺制备碳化硅素坯,经过脱模、干燥、预烧结和反应烧结等工艺,制备含有纳米碳化硅颗粒的反应烧结碳化硅(RBSC),总结了固含量、球混时间和纳米碳化硅含量对浆料流变学特性的影响机制.实验结果表明: 加入纳米碳化硅颗粒后,浆料流变学特性由剪切变稀转变为先剪切增稠后剪切变稀.随着纳米碳化硅的加入,反应烧结碳化硅的力学性能不断提高,当纳米碳化硅颗粒含量达到7%时,反应烧结碳化硅的抗弯强度和弹性模量分别提高到345 MPa和339 GPa,与未加纳米碳化硅颗粒相比,分别增加了18.1%和13.8%.纳米碳化硅的加入改变了浆料的流变学特性,提高了反应烧结碳化硅的力学性能.
为实现凝视卫星动态跟踪清晰成像,建立了卫星对地实时跟踪成像的数学模型,推导了卫星凝视跟踪成像时本体坐标系相对轨道坐标系的姿态角和角速度的变化,设计了物像位置与速度矢量映射算法,搭建了焦平面像点与地面景物点位置与速度变化的一一对应关系,结合蒙特卡洛方法统计分析了动态跟踪成像过程中卫星的姿态变化及姿态动态跟踪精度对成像的影响.最后,利用CMOS相机和小卫星姿态控制系统全物理仿真平台对凝视成像进行了仿真分析.结果表明:卫星凝视成像过程中,像面存在卫星姿态变化及姿态动态跟踪精度引起的像在探测元上的驻留时间小于探测器的积分时间, 分析及仿真得出,为满足驻留时间大于或等于积分时间的要求,仿真平台动态跟踪精度优于0.002()/s时,可实现500 km凝视卫星2 m分辨率动态跟踪清晰成像.
针对目前国内光学成像侦察卫星成像模式单一、对曲线条带状目标侦察效率低下的现状,开展了以相机实时像移补偿技术为基础的一种新型空间相机偏流角调整方法的研究.介绍了新型空间相机偏流角调整方法的原理,并设计了一种可使空间相机实现实时像移补偿的偏流调整机构.区别于传统的TDI-CCD拼接后整体旋转调偏流方式,该机构实现了TDI-CCD分片旋转调偏流,以达到空间相机实时像移补偿的目的.最后,进行了偏流机构传动精度分析与测试,分析与测试结果均表明:所设计的偏流调整机构传动精度高,结构系统响应速度快,可满足相机敏捷成像侦查任务.
为了解决现有的机械式调偏流的像移补偿方法存在的,需要复杂的调偏流机构所带来的问题,提出一种适用于数字域TDI CMOS遥感相机的图像调偏流方法.该方法基于数字图像,通过配准图像像素在数字域对位累加来调整偏流角的失配量.最后为了验证提出算法的有效性开展了成像实验,结果表明在26.56偏流角情况下直接成像的图像对比度传函为0.132 8,而应用图像法调偏流后提升为0.444 7,证明图像调偏流方法能明显改善成像效果,可行有效.该方法摆脱调偏流机械结构思路的限制,精度高而又简单易行,无需要任何附加硬件开支,有助于改进目前国内现有的像移补偿体系.
为快速、便捷地利用近红外光谱检测苹果糖度,设计了以ARM9处理器为核心、以微型光谱仪和自制果托作为光谱检测装置、以WinCE为操作系统的便携式苹果糖度光谱检测仪.以80个苹果样品作为试验对象,采用平滑、多元散射校正、标准正态变量变换等方法对原始光谱进行预处理,结合无信息变量消除法和连续投影算法进行有效波长的筛选,建立基于所选特征波长和全波段的苹果糖度近红外光谱偏最小二乘模型.结果表明,偏最小二乘结合原始光谱信息建模效果最好,其预测相关系数Rp=0.853,预测均方根误差RMSEP=0.534.该检测仪能较好地满足苹果糖度的快速无损检测.该研究为快速、便携的苹果糖度光谱检测仪设计提供了参考.
针对双目结构投影光栅相位法三维测量系统中立体匹配的效率与精度问题,提出了基于极线校正的亚像素相位立体匹配方法.首先,通过外极线校正算法将双目立体视觉几何结构校正为平视双目标准几何结构,使匹配点对在左右相机上的成像点位于同一水平线上.然后,采用双线性内插法获取校正后新相位图像对,并提出一种基于相位区域匹配的立体匹配算法,获得初始匹配点.最后,提出采用最小二乘拟合将初始匹配点附近33邻域内的相似度量拟合为一个二次曲面,然后求解得到该曲面的局部最小值,得到与待匹配点相位相同的右摄像机匹配点坐标.通过对标准平板平面度进行测量与精度分析,表明该方法能够快速、准确的实现立体匹配.
针对导致立体显示中视觉舒适度问题的关键--立体视觉舒适融像问题,利用随机点立体图像(Random dot stereograms,RDS),对影响立体视觉舒适融像的因素进行了研究.通过改变RDS隐藏图形的大小,随机点的密度,随机点的大小和隐藏图形的形状,利用主观行为实验,分析这些因素对于立体视觉舒适融合限(Comfortable fusion limits,CFL)的影响,并提出关于CFL与这些因素的预测模型.实验结果表明,这些因素在交叉视差和非交叉视差情况下,对于立体视觉CFL的影响不同:非交叉视差下,被试者能够承受更大的隐藏图形,并且对于隐藏图形形状的CFL的感知与交叉视差相反;对由预测模型计算得出的CFL的预测值和实测值进行相关性检测,在交叉视差下,相关系数为0.998,非交叉视差下相关系数为0.977,可以认为该预测模型能够较为准确地预测CFL.
数字成像设备在传输、显示图像时需要进行设备的特性化处理,该过程是设备颜色管理中的重要环节.为了保证输出图像的色彩复现能力,高动态范围数字相机需要根据设备自身特性进行特性化.现有特性化过程一般针对8位数字相机,并且转换矩阵的标定较为复杂,容易产生系统误差,矩阵精度易受影响.针对上述问题,提出了一种高动态范围彩色数字相机颜色管理方法,利用相机输出图像与被摄目标的色彩属性建立了RGB色彩空间到CIE1931 XYZ色彩空间的映射关系,并采用最小二乘拟合法对映射矩阵进行标定,最终将相机的RGB色彩空间转换至sRGB标准色彩空间,解决了高动态相机的特性化问题.实验证明,该方法操作简单,设备通用性较强,拟合均方误差优于0.08,具有较好的鲁棒性.
现有基于奇异值分解(SVD)的彩色信息加密系统提供了一种光学矩阵分解方案、安全的密文和敏感的密钥.高维张量奇异值分解(HOSVD)是SVD矩阵的自然线性延伸,提出了一种基于HOSVD的彩色图像加密算法.在加密过程中,HOSVD比SVD提供了更多的密文乘法组合次序.这些乘法组合次序可以有效地增加未经授权的解密难度.在解密过程中,HOSVD的重建精度比SVD更高.这些优点提高了准确性、安全性和鲁棒性.通过对100个图像测试数据集的计算机仿真验证了该算法的可行性.
