回风井口成雾原因及除雾技术研究

针对井口雾气污染工作环境,危害工人身体健康,造成井下设备及构筑物严重损害等问题,以云南某铅锌矿为工程背景,通过理论分析、室内试验、数值模拟及现场工业试验等方法,分析了温度、相对湿度及回风量对井口成雾析水量的影响规律,提出了Ⅰ级+Ⅱ级折流板除雾器除雾方法。研究结果表明:风流及温度均能引起空气中水蒸气析出,在严冬风流上行越高,雾气越大;井口成雾析水量随回风量增加呈线性增加,随温度及相对湿度增加呈线性降低;温度、相对湿度及回风量平均每下降1℃,1%,1 m3/s,井口成雾析水量分别增加84、17.2、5 g/s,说明温度是井口成雾析水量的主要影响因素,各因素对井口成雾析水量影响由大到小排序为温度>相对湿度>回风量。采用Ⅰ级+Ⅱ级折流板除雾器除雾时,回风井巷道内压降为300 Pa,表明气流通过除雾器时会产生压力损失。与加入喷淋试验相比,不加喷淋的双级除雾器除雾方法经济成本显著降低,并且现场除雾效果更显著,因而推荐该矿采用不加喷淋的Ⅰ级+Ⅱ级折流板除雾器除雾方法。

地下矿山新型浮箱式膏体充填接顶技术研究及应用

膏体充填后充填体存在一定下沉量和自流坡度角,导致充填接顶效果不佳的问题。为了提升窄长形下向进路式采场的充填接顶效果,避免顶板暴露面积过大而失稳,提出浮箱式点柱接顶技术。分析了浮箱式点柱的承载机理,量化了浮箱尺寸、强度和排间距计算方法。开展现场实验,探究浮箱在高黏度料浆中能否浮起问题。结合该技术在云南某铅锌矿的应用实例,验证了本文提出的设计方法和接顶技术的有效性。结果表明:浮箱可在高黏度料浆中浮起,且部分凸出充填体,对顶板形成有效支撑。采用该技术的实验采场顶板对充填体浮箱的压力约为0.65 MPa。采用浮箱式点柱接顶技术可以形成充填体-浮箱式点柱共同支护体系,提升顶板稳定性,具有显著的安全效益。

基于AHP-TOPSIS主客观评判的某深部小矿体采矿方法优选

针对云南某铅锌矿深部小矿体开采采切比较大、开采成本较高等问题,提出了4种适用的采矿方法,采用层次分析法逼近理想解(AHP-TOPSIS)主客观综合评判法,开展了采矿方法优选研究。充分考虑安全、经济与技术3方面因素,提出了9种评判指标,通过决策矩阵计算出各方案贴近度。结果表明:4种采矿方法的贴近度分别为48.61%、42.40%、64.90%和62.94%。根据计算结果,推荐方案3为最优采矿方案,即伪倾斜两步骤分条回采嗣后充填采矿法。研究结果可为类似矿山的小矿体开采提供参考依据。

融合点线特征的空间失效目标双目视觉位姿测量

提出了一种融合点线特征的双目视觉位姿估计方法,该方法基于视频的图像帧,先分别通过ORB算法和LSD算法提取图像帧的点、线特征,并采用LBD描述子实现帧间匹配;然后基于极线搜索方法获得右图像中与左图像对应的特征,从而获得匹配特征的空间坐标;最后基于点线特征融合的重投影模型,利用Levenberg-Marquardt法迭代获得失效目标的相对位姿。仿真实验表明,融合点线特征的视觉位姿估计方法相比单纯点特征的位姿估计具有更好的鲁棒性,尤其针对高速旋转目标,能更好地进行位姿跟踪测量。

考虑高斯能量分布的复杂表面航天器激光雷达散射特性分析

针对复杂表面航天器在激光雷达照射下散射特性模拟不准的问题,通过表面建模和激光特性修正进行了解决。该方法首先通过高斯能量分布法对激光光束模型进行修正;然后基于有限元的思想,针对航天器复杂表面非光滑、非连续以及多材质等特性,利用改进Z-buffer的消隐算法解决了复杂航天器表面建模问题;最后建立了面向激光雷达的复杂表面航天器激光雷达散射截面的计算方法。仿真分析表明:航天器不同姿态下的激光雷达散射截面精度提升了14 58%,为后续面向激光雷达的隐身设计奠定了基础。

GPS/SST/SINS组合导航系统研究

提出了卫星/捷联星光/捷联惯导组合导航系统的方案和组合结构,采用改进的集中滤波对多传感器信息进行数据融合和导航状态的最优估计.该组合导航系统将捷联星光跟踪仪的姿态信息、高动态GPS的位置、速度信息与捷联惯导进行组合滤波,全面提高导航的姿态、速度和位置精度.同时该组合导航系统以弹道导弹为应用对象,设计并实现了基于弹道导弹的GPS/SST/SINS组合导航系统实时仿真平台,仿真结果表明该组合导航系统能提高导弹的导航精度,滤波算法稳定可靠.

弹道导弹的GNSS/SST/SINS组合导航系统研究

提出一种组合导航方案,该方案在硬件上采用全捷联的结构,在算法上将捷联星光跟踪仪(strapdownstar tracker,SST)的姿态信息,高动态GNSS的位置、速度信息与捷联惯导进行组合滤波,全面提高导航精度。设计并实现了弹道导弹GNSS/SST/SINS组合导航系统实时仿真平台,仿真结果表明了该组合方案的稳定、可靠性。

自适应闭环H∞滤波在组合导航系统中的实现研究

针对常规H_∞滤波在组合导航系统中滤波精度不高的问题,采用闭环反馈的方法对滤波加以改进;并在闭环H_∞滤波迭代方程中引入遗忘因子,利用量测噪声的变化自适应调整滤波增益,构成自适应闭环H_∞滤波.理论分析表明,该改进的滤波算法降低了噪声干扰,但不影响H_∞滤波本身的鲁棒性.无源北斗/SINS组合导航系统跑车数据的半物理仿真进一步表明,自适应闭环H_∞滤波下的组合导航精度明显优于采用开环H_∞滤波或不带有遗忘因子的闭环H_∞滤波算法的导航精度,从而验证了改进滤波算法的有效性.

基于Gauss-Newton和UKF结合的微小卫星姿态确定算法

为提高微型低成本姿态敏感器的姿态确定精度,文章基于磁强计/太阳敏感器/陀螺的姿态敏感器配置,设计了高斯牛顿(Gauss-Newton,GN)迭代算法和无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)有机结合的微小卫星姿态确定算法,先用Gauss-Newton算法融合磁强计和太阳敏感器的数据,迭代计算最优四元数,然后以最优四元数联合陀螺数据作为观测量,以姿态四元数和惯性系下的角速度为状态量进行UKF,降低观测维数,并将观测方程转化为线性方程,显著减小计算量,同时克服了测量误差对姿态确定精度的影响。

导航系统中量测滞后异步多传感器集中滤波算法

为解决异步多传感器组合存在的信息更新频率不同步,借鉴联邦滤波子滤波器的结构设计,提出在集中滤波器内根据组合时刻量测值的不同,选择相应量测矩阵进行切换的方法实现多传感器的异步组合.同时在该算法的基础上,利用非延时量测信息补偿滞后量测的方法,解决了多传感器组合量测滞后的问题.该算法在GPS/CNS/SINS组合导航实时仿真系统的应用表明,量测矩阵的切换对系统状态变量的滤波迭代没有不利影响,补偿量测滞后的方法对降低滤波误差有明显作用,滤波结果精度较高.

闭环H_∞滤波在无源北斗/SINS导航系统中的实现

H∞滤波通常应用于系统模型和噪声特性不确定的环境,存在滤波精度不高的缺点.通过对H∞滤波引入闭环修正,在不影响滤波鲁棒性的前提下,有效地提高了系统精度.无源北斗/SINS组合导航系统的动态跑车实验结果表明,闭环H∞滤波下的组合导航精度优于相同滤波误差模型下的闭环Kalman滤波,并且具有参数设置简单、滤波稳定性强的优点.

基于SoPC的微小卫星姿轨控计算机设计与实现

为满足微小卫星对姿轨控计算机高性能、低功耗以及丰富的外设接口的要求,采用Cyclone IV FPGA芯片设计了姿轨控计算机,并且通过硬件编程实现外设接口控制器IP核,并将其集成到现场可编程门阵列(Field programmable gate array,FPGA)中,提高系统集成度。此外,使用可编程片上系统(System on programmable chip,SoPC)技术在FPGA中实现了硬浮点运算,加快了NiosII软核处理浮点运算的速度。实测表明,采用Cyclone IV FPGA设计的姿轨控计算机具有功耗低、运算速度快以及接口丰富等特点,能够满足微小卫星对姿轨控计算机的要求。

基于基线延长的高精度北斗双星系统快速定向算法研究

由于北斗定位系统的两颗卫星位于赤道的同步轨道,对地静止且可观测的载波相位信息少,因此传统多星系统求解整周模糊度进行定向的方法难以直接利用。针对此情况,利用延长基线可改变卫星-天线几何关系的方法,求解载波相位的整周模糊度,化不利为有利,实现双星的快速定向。针对基线在不同区域不同姿态下的仿真表明:当测试条件为基线原长1.5m,延长倍数为4时,载波相位测量精度为1%周,可实现优于0.1°的方位精度和0.05°的俯仰精度,如果延长基线或增加延长倍数,还可取得更高精度,证实了该方法的可行性和高精度性。同时由于该方法的基线安装机构简单可靠,使用时便于展开,因此可应用于环境复杂的快速定向场合。

基于先验子图检测的失效航天器SLAM方法

基于激光雷达的航天器位姿估计技术是当前在轨服务研究热点。针对失效航天器位姿估计,将通用的图优化SLAM技术应用到空间非合作目标的研究中。为解决SLAM算法在动态场景中产生累积误差问题,利用失效航天器自身运动特点,提出一种基于先验子图检测改进的SLAM算法。在该算法中,通过激光雷达和惯性测量单元分别采集失效航天器及周围环境的点云数据、服务航天器的运动信息,构建出服务场景下航天器的相对位姿图;再采用先验子图检测方法建立不连续的位姿节点间的约束关系;最后用约束信息对位姿图进行优化。仿真结果表明,相较于通用的SLAM算法的位姿估计,该方法减小了累积误差,提高了相对位姿估计精度,可以为后期的导航、控制等在轨任务提供信息。

基于微小卫星编队的聚光操控技术

针对空间攻防领域的需求,基于微小卫星编队提出一种聚光操控技术,利用编队内卫星的协同控制聚集太阳光到目标卫星上,造成局部过热甚至烧毁。首先,基于CW方程设计微小卫星聚光编队,分析表明该编队聚光效率较高但需要一种高精度姿轨控算法来支撑。然后,根据任务需求设计基于卫星本体系的姿轨耦合二阶滑模控制算法。最后,通过仿真证明该算法满足编队卫星实现聚光跟随的要求,验证了微小卫星聚光编队在空间攻防领域的可行性。

采用超声电机的旋转式惯导系统转台

目前国内外针对旋转式导航系统的研究表明,调制转台的性能直接影响到系统的导航精度。提出利用新型超声电机位移分辨率高、响应快、电磁兼容性好等特点,研制了高精度、低成本的超声电机调制转台,并实现了转台的非线性控制,从而增强导航系统旋转调制效果,进一步提高导航精度。相比于体积和功耗较大的常规电磁驱动旋转平台,该超声电机转台控制精度优于40'',响应时间优于5ms,体积小,且无磁影响,有利于实现低成本、低精度的MEMS旋转式导航系统的高精度应用,并进一步推动低成本微小卫星的应用和发展。

磁铰链约束下的微纳聚合体卫星柔顺变构控制

为使磁铰链约束下的微纳聚合体卫星克服磁铰链阻力矩的阻碍作用成功实现变构,并防止变构过程中磁铰链的脱附,减小模块再拼接时的碰撞冲击,设计了一种用于微纳聚合体卫星的柔顺变构控制方法.首先利用第2类拉格朗日方程建立了磁铰链约束下的多刚体系统的动力学模型,设计了微纳聚合体卫星变构的模糊控制律;然后根据柔顺控制的要求设计了一种量化因子K e与K c的模糊调节器,引入到原模糊控制器中以改进控制方法.此控制方法具有不依赖系统动力学模型、仅需对参与变构的模块施加控制的优点.为量化评估变构过程的柔顺程度,设计了两个柔顺程度评估参数;最后通过仿真与气浮台物理试验对控制方法进行了验证,对比了固定量化因子与量化因子在线调节两种控制方法下变构过程的柔顺程度.数学仿真与气浮台的物理试验结果表明,改进后的模糊控制相比于固定量化因子的模糊控制,可使变构过程中模块相对运动角速度变化更加平缓,模块再拼接时相对角速度更小,达到了柔顺变构的目标.

基于实时SSR数据的LEO卫星精密单点定位研究

对目前低轨卫星实时定位的方法进行了研究,现在通常采用GPS定位,使用广播星历和普通晶振,实时定位精度一般在10 m以内,不能满足高精度实时定位的需求。IGS组织在全球范围内对GPS跟踪分析,生成精密星历、精密钟差产品、按SSR格式的广播星历和钟差修正产品并在网上发布。对这些IGS产品进行了调查,提出在现有测控支持情况下,可以通过高密度上注SSR信息流实现在轨高精度定位。以某型号低轨微小卫星在轨导航增强载荷为应用背景,用IGS03产品中的1057和1058数据对双频GPS接收机的星历和钟差进行修正,采用递推最小二乘估计和LAMDA模糊度固定过对载波相位和伪距信息进行处理,在短时间内获得亚米级定位结果。

微纳聚合体卫星的对称式重构规划算法

为解决微纳聚合体卫星变构过程中,聚合体各部分之间的动力学耦合导致的卫星整体姿态翻转或紊乱,提出了一种对称式变构规划算法。首先建立了铰链约束下的漂浮基多刚体系统动力学模型,研究了重构过程中各运动模块对本体姿态的影响,提出当每两个运动模块位置与转动方向满足对称性条件时,两者对本体姿态的影响可在一定程度上相互抵消。基于上述理论,在A*算法中引入最优分配度量和对称性判定,设计了并行对称重构规划算法。仿真结果表明,该规划算法可实现重构过程中多模块并行、对称运动,重构过程总步数较少,运动模块对本体姿态的影响小。

基于RPPP的无人机自主着舰关键技术研究

在有风浪的复杂海况下,需要自主着舰的无人机与舰船两者相对运动带有极大不确定性,为了提高无人机着舰时相对定位以及控制的精度,确保无人机着舰时的安全性与可靠性,提出一种通过差分对流层误差的相对精密单点定位技术(relative precise point position, RPPP)。该技术仅依靠数据链和载波型卫星定位接收机,消除相同环境下卫星定位相同误差,获得精确相对定位。将比例导引与LQR(linearquadraticregulator)控制器相结合,解决了无人机着舰入射角偏差较大的问题,提高了无人机着舰末段高程方向及入射角度的控制精度。对无人机着舰轨迹进行规划,建立无人机着舰的运动模型,设计无人机着舰横向和纵向的控制律,搭建无人机自主着舰的仿真平台。仿真结果表明,采用上述算法着舰误差控制在0.2 m以下,入射角偏差在10-3量级,可满足无人机着舰要求。