简介：为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO2及H2O分子在4.3和2.7μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3μm辐射强度及稳定性均高于2.7μm.

简介：提出一种重磁观测值数值模拟方法,用于地下空穴测量数据的解释和反演算法研究。采用更具结构灵活性的旋转椭球体作为地下空穴模型,在重力异常和重力梯度异常计算表达式的基础上,推导其磁异常计算表达式,实现空穴重磁异常信号的分析计算;借助扰动位的功率谱密度函数实现重力异常谱和重力梯度异常谱的计算,经傅立叶逆变换到空间域实现背景场统计学模拟;采用高斯白噪声模拟测量仪器或其它随机噪声信号。将三部分数据叠加并进行数值仿真,证明该方法合理有效。

简介：针对单一图像源下目标跟踪精度不高的问题，利用跟踪状态下的目标存在于可见光与红外图像中的特征对连续自适应均值移动跟踪算法做出改进。首先选取可见光图像的“颜色梯度背投影”作为改进的目标模型，选取红外图像的“灰度梯度背投影”作为改进的目标模型；然后根据可见光序列图像和红外序列图像各自进行连续自适应均值移动跟踪算法得到的对应的口‘系数判定两种图像跟踪的效果，对两种图像的权重进行自适应调整，得到这两种图像的特征级融合图像和跟踪结果。实验结果表明，对于320像素×240像素的可见光和红外图像，基于可见光与红外图像特征融合的目标跟踪算法在复杂背景下能够较准确的跟踪目标，目标跟踪精度为0．5像素，跟踪速度为30～32ms／帧。

简介：在低Reynolds数条件下,翼型绕流的上表面边界层由于抗逆压梯度能力变差容易发生流动分离,从而形成长层流分离泡.分离泡通常是非定常的,会诱发边界层的转捩、再附并形成湍流边界层.这个过程会使翼型的气动性能急剧下降,并伴随着强非线性效应.转捩后形成的湍流边界层也会产生高摩擦阻力.针对这种现象,文章以NACA0012翼型为例,通过隐式大涡模拟研究了有效的主动控制方案.为了统一分离控制技术和湍流边界层减阻技术,研究了在平板或槽道湍流中取得较好控制效果的壁面垂向反向控制方案.首先利用隐式大涡模拟研究了低Reynolds数条件下NACA0012翼型绕流的流场特征.其次分析并验证了反向控制方案在分离区控制流场的可行性,发现反向控制在分离区的作用相当于基于流场信息的壁面抽吸控制,且控制具有实时性和高效性,控制抽吸了前缘的低能流体,使得翼型前缘附面层变薄,并增强了其抗逆压梯度的能力,较大程度提高了翼型的气动性能.最后在湍流边界层验证了其减阻控制效果,发现反向控制阻断了流向涡的法向输运,抑制了涡结构的发展,并减弱了猝发过程,使得湍流的高摩阻力得到了有效降低.

简介：立方星的姿态测量与控制系统常采用磁测磁控结合偏置动量轮的方案,整星剩磁干扰力矩是影响姿态控制精度的重要因素之一。提出了一种利用磁强计实现剩磁矩在轨辨识与利用磁力矩器实现剩磁矩主动补偿的新方案：基于磁强计输出和卫星姿态动力学建立了剩磁矩在轨辨识模型,并利用采样滤波器（UKF）提高单磁强计条件下的辨识效果;把控制对象简化成线性定常系统,分析了剩磁干扰力矩对姿态的影响数学模型,并针对磁力矩器和磁强计分时工作的特点,基于叠加性原理提出了基于角速度的剩磁矩主动补偿算法。仿真研究表明,在1000s内剩磁矩在轨辨识精度为0.001A×m~2量级,主动补偿后,偏航角、滚动角与俯仰角控制误差分别从4.3°、4.6°与2.1°均减少至0.4°以内。提出的方法为类似配置卫星减少剩磁干扰力矩的影响提供了一种新思路。

简介：以刚体动力学为基础,考虑功放延时、转子不平衡、磁轴承非线性等因素,建立了磁轴承反馈控制控制系统模型,对不同的控制律进行了仿真分析.仿真结果表明,应用状态反馈进行解耦控制能够有效抑制转子系统的陀螺效应对系统稳定性的影响,且在初始偏差下可以快速线性收敛,稳定性很好.

简介：传统的使用伪距和相位组合进行周跳探测的方法受限于伪距精度,在多路径效应严重和载体高动态下不可靠。针对该问题,构建北斗/INS紧组合模型,利用惯性辅助北斗三频信号线性组合构造了周跳探测量,兼顾错探率和漏探率,确定探测阈值系数为2.5768。基于卫星高度角采用正弦函数模型确定载波噪声,分析了载波噪声和卫地距误差对周跳探测和修复的影响。在此基础上选择组合量（0,-1,1）,（1,3,-4）,（-3,4,0）联合进行周跳探测和修复。使用车载组合导航实测数据验证周跳探测模型的效果。实验结果表明,对于模拟的密集小周跳,所有卫星错探率低于1.75%,漏探率低于0.11%,除低高度角卫星C05,所有卫星修复错误率低于0.35%。对于北斗信号中断的场景,在75s部分中断内或18s完全中断内都能够正确修复所有卫星的所有类型周跳。

简介：针对声矢量传感器姿态变化难以准确测量导致目标测向精度低的现状,设计一种微型MEMS姿态传感器,并将其封装在声矢量传感器内部,实现基于MEMS姿态传感器的声矢量传感器设计。首先根据声矢量传感器姿态测量与校正原理,采用四元数姿态解算方法及扩展卡尔曼滤波器设计MEMS姿态传感器,并对其进行姿态精度测试;然后基于MEMS姿态传感器进行声矢量传感器样机设计、制作、参数测试;最后对样机进行了海上实验,结果表明,通过姿态校正后声矢量传感器目标方位估计精度与GPS推算方位精度一致,验证了利用MEMS姿态传感器设计声矢量传感器的可行性。

简介：主要研究导弹高超声速飞行时弹头流场对自身红外导引头的辐射照度影响问题．建立导弹弹头及气动流场模型，划分计算流场网格、红外导引头镜面网格和辐射场计算网格.从辐射照度和亮度的理论公式开始，推导出适用于辐射网格的气体辐射积分式，并将流场网格数值插值到辐射场网格，求出各节点辐射值得到由导弹飞行状态确定的导弹头部流场气体辐射，积分到红外导引头的光学系统镜面处，求出对其红外导引头的光学系统镜面处的辐射照度．得出流场气体对导引头主镜面的辐射照度值的分布规律：主镜面中心最大，围绕主镜面中心成环形分布，沿着半径方向逐渐减小，随着Math数增大影响增加．

简介：本文讨论了末制导炮弹复合制导弹体制的位标器陀螺的结构、快速驱动方案和控制方法，并给出了一些关键的实验曲线

简介：一本文提出了用ＥＰＬＤ芯片实现高分辨率的双边沿鉴频鉴相器，从而解决了锁相伺服系统的高精度问题。

简介：讨论了以TMS320VC33为核心的数字控制系统硬件结构.针对磁悬浮控制力矩陀螺转子的大惯量、小跨距、扁平转子和高速旋转时的陀螺效应,采用积分分离和不完全微分PID加交叉反馈控制策略.实验证明,该系统能够有效地抑制高速转子的陀螺效应,达到控制力矩陀螺电磁轴承高速稳定运行的要求.

简介：低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化，非定常、非线性效应突出且预测困难，加之相关基础理论研究不足，给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发，依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上，通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析，逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质，如小攻角升力系数的非线性效应，翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结，并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.

简介：基于分散化滤波算法和信息分配原理,建立了广义联邦滤波器设计理论.证明了联邦滤波器当其主滤波器和局部滤波器的维数都相同时,其全局滤波和集中卡尔曼滤波等价,是最优的;同时提出当主滤波器维数和局部滤波器维数不相同时,达到全局滤波最优的解析补偿方法,其附加计算量小,并可作为一种性能指标用于子系统的软故障检测.在组合导航系统中运用此方法对非公共状态信息进行补偿,仿真结果验证了该方法的有效性.

简介：首先证明了联邦滤波器中各局部滤波器实际上滤波不相关,然后通过使用集中式滤波器的滤波稳定性定理,来分析联邦滤波器的滤波稳定性.仿真实验首先根据上述方法证明了联邦滤波器的滤波稳定性,然后通过改变滤波初始值的方法对上述方法的执行结果进行了实验验证.

简介：从阻力主导惯性再入到升力主导机动再入是无动力高超声速飞行器的主要发展方向,文章讨论了任务使命动力配置飞行模式及总体规模限制下的布局设计原则,研究了不同构型升阻效率及升力载荷系数与模线形状横截面形状及容积利用率分段装填容积间的关系,探讨了包括拉起/下压滑翔弹跳/滑翔等射面机动与Z字螺旋锥形空间机动等飞行模式与匹配的气动操纵面设计质心布置压心/静稳定裕度纵横向静动稳定性等,从热安全角度提出了总体/气动/防热/结构/弹道/控制等多物理场高度耦合下的飞行器热力气动布局多学科设计优化,结合非惯性弹道飞行器气动布局设计问题,给出了满足分段容积要求防热要求及操稳要求的飞行器气动构型设计优化实例.

简介：空天飞行器往返于大气层内外，持续工作时间长。捷联惯性／天文组合导航自主性强、隐蔽性好，是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性，解决其在机载应用中水平基准制约的问题，分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响，提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性／天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计，可有效估计并补偿系统的姿态误差，减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明，单星观测条件下，导航系统姿态误差快速收敛，定位的均方根误差在200m以内，且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。

简介：传统动基座传递对准主要采用扩展卡尔曼滤波技术。但在动基座传递对准的非线性、非高斯条件下，这种基于模型线性化和高斯假设的滤波方法在估计系统状态及其方差时误差较大且可能发散。混合退火粒子滤波针对非线性、非高斯系统状态的在线估计问题，提出一种新的基于序贯重要性抽样的粒子滤波算法。在滤波算法中，用状态参数分解和退火系数来产生重要性概率密度函数，此概率密度函数综合考虑了转移先验、似然、噪声的统计特性以及最新的观察数据，因此更接近于系统状态的后验概率。实验仿真结果表明，这种基于混合退火粒子滤波器不仅比扩展卡尔曼滤波提高了传递对准的精度，而且又比传统的粒子算法减少了时间。

简介：本文介绍了几何式静电陀螺监控器的基本结构、工作原理和导航方程；并着重介绍了静电陀螺监控器的自对准。由于几何式静电陀螺监控器的工作特点，在对准时，只需精确的位置座标而不需要航向信息。根据极轴陀螺的动量矩轴绕地球极轴的圆运动，用卡尔曼滤波技术对陀螺框架上的角度传感器输出进行数据处理，即可估计航向角和极轴陀螺的动量矩轴相对地球地轴的初始偏差角。

简介：本文介绍了将数据压缩和最优滤波器相结合的最优估值方法，该算法通过对获得的一批Ｎ个数据进行最优估值，可以有效地抑制观测噪声，并能对零均值有色噪声进行平滑，应用该算法设计的空中发射导弹传递对准仿真结果表明，同一般卡尔曼滤波相比，当传递对准中观测噪声较大时，存在振动干扰情况下能提高对准精度，缩短对准时间，而且还能解决滤波计算频率同数据采集频率的匹配问题。