Shannon 采样定理的由来和一些数学方面的发展

阐述Ｓｈａｎｎｏｎ采样定理在插值理论上的含义和对Ｓｈａｎｎｏｎ采样定理作进一步研究的必要性。对广义采样定理，特别是多分辨率空间中的采样定理作了介绍，并对二种非带限信号的采样定理作了总结和概况。     

我对普适化采样定理公式及结论的理解

本文用不同于文献［１］的方法对普适化采样定理公式作了理论推导，并给出了公式成立的充要条件。对文献［１］作者根据该公式得出的在信道或滤波器带宽为ωＣ系统中，可以具有大子２ωＣ的数据传输率的结论作了否定回答。同时又认为，普适化采样定理公式是Ｎｙｑｕｉｓｔ第一准则基本理论的继承和发展，在实际工程中具有重大意义。     

采样定理公式的δ－ILPF推导方法得不出正确公式

在许多文献中采用的推导采样定理公式的方法──用δ函数对连续时间信号采样，再用理想低通滤波器（ＩＬＰＦ）进行内插以恢复原连续时间信号的方法（简记为δ－ＩＬＰＦ方法，或简称为Ｗｏｏｄｗａｒｄ方法），实际上推导不出正确的采样定理公式。本文证明了这个结论，并指出了文献中采用这种方法进行推导时的错误。     

也谈采样定理

《遥测技术》1984年第一期和第四期先后刊登《对采样定理的一个小修正》(下简称《小修正》)和《关于采样定理》两篇讨论文章,对低通型时域采样(也称取样、抽样)定理(下简称采样定理)中最低采样频率f_S是大于等于还是必须大于信号最高频率f_C的2倍提出了不同的意见。借此讨论机会,笔者也谈谈对采样定理的学习体会。由于笔者手头可参考的资料不多(下面引用的     

普适化采样定理公式的计算验证

普适化采样定理公式的计算验证郝建民，李艳华（中国运载火箭技术研究院七０四所１０００７６）本文作者之一曾在文［１］中证明了一普适化的采样定理公式：式中，Ｔ为采样周期，ｆｓ＝１／Ｔ为采样率，ｓ（ｔ）为谱函数限制于ｆＮ以下的一个时间函ｋ。ｆＮ满足当时，式（...     

提高航天传输型CCD相机地面像元分辨率方法研究

文章首先对空间传输型遥感相机提高像元分辨率的几种常规和非常规方法做了简介,在分析这些方法的优缺点以及以采样定理为依据分析我国现有CCD相机光学截止频率和CCD采样频率存在的矛盾的基础上探讨了高模式采样技术和超模式采样技术,经过比较这两种采样模式,认为超模式采样技术更具有工程可行性和优越性。然后对超模式采样计算机图像仿真结果进行了分析。     

再正论普适化采样定理公式──敬答姜昌教授《闲话取样定律》一文

再正论普适化采样定理公式──敬答姜昌教授《闲话取样定律》一文郝建民（北京遥测技术研究所１０００７６）我发表了两篇关于采样定理公式与奈奎斯特（Ｎｙｑｕｉｓｔ）准则的文章［１，２］之后，为开展讨论，我特约了我的几位良师益友，包括姜昌教授，对我的文章进行评...     

纪念信息论创立五十周年

１９４８年，山农（Ｃ．Ｅ．Ｓｈａｎｎｏｎ）首创信息论，至今信息论在促进现代科学技术发展上已作出重大贡献；介绍了信息概念的发展，评述了山农的信息定义、信道容量定理、山农采样定理和保密通信理论。最后，介绍横断科学的兴起、概念及其意义。     

对采样定理的一个小修正

这篇文章对采样定理提出了一个小的修正,我们认为这个问题提得有意思,作者的论述也很有道理,特刊出以供读者讨论。欢迎有兴趣的同志来稿参加讨论。     

多采样率内插与信号峰值恢复

本文从叙述时分体制传输遥测速变参数时恢复未被采样的信号峰值的问题开始，讨论这一问题与采样定理的关系，介绍解决这一问题的多采样率内插技术，以及这一技术对于速变参数处理带来的好处．     

一种解大旋翼类雷达目标微Doppler模糊的方法

在单通道模式下,当雷达目标旋转半径比较大时,脉冲重复频率与微多普勒带宽之间可能会出现欠采样的情形,导致在时频面上发生微多普勒混叠,从而不能得到完整的微多普勒信息。针对此问题,提出了一种基于双通道干涉处理的解大旋翼类雷达目标微多普勒模糊的方法。文中详细推导了该模式下此类目标引起的微多普勒频率和微多普勒带宽的参数化表达式,分析表明其微多普勒带宽受一个正弦因子的调制而显著减小,从而使其满足香农采样定理,避免了微多普勒模糊现象。最后,数值仿真表明了理论推导和所述方法的正确性。     

正确认识山农信道容量定理

山农信道容量定理公式中的信道带宽恒为信源所发出的消息信号的带宽 ,是信道带宽的理论最小极限 ;它不同于现代通信工程中传输已调制信号时所需要的信道带宽。这是本文所证明的基本结论。这一结论将限制信道容量定理的普适性和实用性。     

一种基于降调频的宽带LFM信号DOA估计算法

传统的宽带LFM信号DOA估计算法,是直接对信号进行估计,为满足采样定理,需要很高的采样频率,数据量和运算量巨大。针对这一问题,提出一种基于降调频的宽带LFM信号DOA估计算法,采用基于改进谱形熵的自适应降调频技术,通过若干次降调频,将宽带LFM信号带宽降到接收机可以处理的范围内,再利用窄带LFM信号DOA估计算法估计...     

均布载荷作用下三边简支一边固定厚矩形板的弯曲

在本文中，功的互等定理法(RTM)被推广应用于求解基于Reissner理论的厚矩形板的弯曲问题，给出了三边简支一边固定厚矩形板在均布载荷作用下弯曲的精确解析解，并分析了解的数值结果。     

Adaptational changes in the neural control of cardiorespiratory function in a confined environment: the CNEC#3 experiment

The goal of the study was to characterize the changes in neurovegetative control of the circulation, attending the presumed physiological and psychological stress originated by the isolation and confinement typical of the living condition of space stations, as simulated in a ground based unit, using time and frequency domain analysis. As a secondary goal we sought to verify the implementation of real time data acquisition, for off line spectral analisys of R-R interval, systolic arterial pressure (by Finapres) and respiration (by PVF2 piezoelectric sensors).

We addressed the cardiorespiratory and neurovegetative responses to standardized, simple Stressors (active standing, dynamic and static handgrip) on the EXEMSI 92 crew, before, during and after the isolation period.

On average the appropriate excitatory responses (to stand, dynamic and static handgrip) were elicited also in isolation and confinement.

Active standing and small masses muscular exercises are easy to be performed in a confined and isolated environment and provide a valuable tool for investigating the adaptational changes in neural control mechanisms.

The possibility there exists of using this time and frequency domain approach to monitor the level of performance and well being of the space crew in (quasi) real time.     

Inertia-independent generalized dynamic inversion feedback control of spacecraft attitude maneuvers

The generalized dynamic inversion control methodology is applied to the spacecraft attitude trajectory tracking problem. It is shown that the structure of the skew symmetric cross product matrix alleviates the need to include the inertia matrix in the control law. Accordingly, the proposed control law depends solely on attitude and angular velocity measurements, and it neither requires knowledge of the spacecraft's inertia parameters nor it works towards estimating these parameters. A linear time-varying attitude deviation dynamics in the multiplicative error quaternion is inverted for the control variables using the generalized inversion-based Greville formula. The resulting control law is composed of auxiliary and particular parts acting on two orthogonally complement subspaces of the three dimensional Euclidean space. The particular part drives the attitude variables to their desired trajectories. The auxiliary part is affine in a free null-control vector, and is designed by utilizing a semidefinite control Lyapunov function that exploits the geometric structure of the control law to provide closed loop stability. The generalized inversion singularity avoidance is made by augmenting the generalized inverse with an asymptotically stable fast mode that is driven by angular velocity error's norm from reference angular velocity. Asymptotic tracking is achieved for detumbling maneuvers as the stable augmented mode subdues singularity. If the steady state desired quaternion trajectories are time varying, then asymptotic tracking is lost in favor of close ultimately bounded tracking because the stable augmented mode continues to be excited during steady state phase of response. A rest-to-rest slew and a trajectory tracking maneuver examples are provided to illustrate the methodology.     

关于旋进椭圆的讨论

根据Bertrand定理关于轨道闭合的条件,我们知道当中心引力的形式为径向距离的幂次型函数时,并不总能导致闭合轨道,即运动的质点不一定能返回到它自己的轨迹上去。这个定理指出:一切运动质点其初始条件稍微偏离圆轨道的要求条件时,只有当引力满足平方反比律(即牛顿万有引力定律)或线性定律(即虎克定律)时,轨道才是闭合的。 本文试图采用分析力学中作用角变量的方法,对一般情形下的轨道闭合条件进行讨论。这里我们看到使初始轨道接近于圆轨道的假设是不必要的,而且力的类型可推广到包括平方反比和其它幂次型的力。我们证明了轨道闭合的判别公式,并得到在上述情形下轨道非闭合的结论。 最后,如果中心引力包括有r~(-2)项和r~(-3)项时,象相对论性改正后所得到的那样,轨道就不再是闭合的,而是一旋进椭圆形轨道,椭圆的旋进角速度可以容易地计算出来。     

A generalization of the rocket formula and its application to advanced space propulsion systems

A generalized rocket formula is derived from a first principles approach. The resulting expression of the thrust is applied to advanced space propulsion systems and a possible link between the asymptotic propellant velocity and the velocity at thruster exit is given. An estimation of the thrust modification due to spacecraft–plume interactions is also considered.