北斗导航接收机高增益相干积分算法

近年来,针对弱信号的高灵敏度接收机已逐渐成为国内外的研究热点。加长相干积分时间可以提高信噪比,从而跟踪到更弱的信号。但是,北斗导航接收机跟踪环路并不可以无限加长相干积分时间,相干积分时间的长短和功效还受到卫星导航电文比特跳变的限制。为了消除导航电文比特跳变对相干积分的影响,提出了一种改进的基于最大似然估计的北斗信号位同步方法,完成位同步后再利用先猜后检的方法便可以实现长相干积分。利用软件接收机进行编程设计,仿真结果表明：该长相干积分算法能够稳定可靠地实现对弱信号的跟踪,20ms相干积分环路信噪比约提升12dB,40ms相干积分环路信噪比约提升15dB,80ms相干积分环路信噪比约提升17dB,提高了北斗导航接收机的灵敏度。     

微弱GPS信号避开比特跳变的捕获算法

为了提高全球定位系统(Global Positioning System,GPS)接收机的灵敏度,信号捕获过程需要加长积分时间。分析了比特跳变对加长相干积分时间的限制,从而提出一种能够完全避免比特符号跳变的捕获算法。该算法通过对多组数据采用相干积分和非相干积分相结合的方法,比较各组积分结果并选取积分最大值,用来判决是否捕获。算法中相干积分时间为19ms,目的是使积分最大值组完全避开数据位跳变,避免导航数据符号跳变对相干积分值的影响。该算法在避开比特跳变的基础上最大程度地提高相干积分时间,提高GPS接收机的捕获灵敏度。仿真结果表明,该算法能有效地捕获到载噪比(Carrier to Noise Rate,CNR)低至26dB·Hz的信号,可有效提高GPS接收机的捕获灵敏度。     

北斗导航接收机频率稳定度传递算法

为了提高北斗导航接收机的灵敏度,提升其弱信号跟踪能力,通常需要利用长时间的相干积分来提高环路信噪比。但是,当相干积分时间加长到一定程度时,环路性能反而有所下降,信噪比提升也不能达到理论值。针对由剩余频率误差和晶振误差引起的相干积分能量损失问题,主要研究了频率偏差对环路跟踪性能的影响,并提出了利用频率稳定度传递策略辅助弱信号跟踪的方法,解决了北斗导航接收机弱信号跟踪性能提升的问题,最大程度地改善了相干积分的效果,实现了对弱信号的跟踪。利用软件接收机平台对提出的频率稳定度传递算法进行验证,仿真结果表明该算法可使环路信噪比提升4dB ~5dB,充分说明了其可行性及有效性。     

一种改进双块补零北斗导航接收机弱信号捕获方法

利用卫星导航系统对高轨航天器进行自主导航与高精度定轨,对接收机的捕获灵敏度要求极高,双块补零(DBZP)算法是无辅助下卫星导航弱信号捕获的理想方案,然而受限于数据处理量大,DBZP实际应用难度大。在深入分析双块补零机理的基础上,结合矩阵重构的思想,提出了一种改进双块补零北斗导航接收机弱信号捕获方法。该方法对参与块内相关运算的基带信号和本地测距码分别进行重构,解决了块内点数与快速傅里叶变换输入点数之间的矛盾,提高了北斗导航接收机弱信号捕获性能。仿真实验结果分析表明,改进双块补零算法对信噪比没有损失,可以保证对低至15dB·Hz的弱信号进行有效捕获,能够满足高轨航天器定轨、室内外无缝导航等对接收机高灵敏度的需求。本方法是在块内运算层面对DBZP进行优化,具备良好的通用性和可移植性,与优化相干积分策略的各种改进DBZP算法可以无缝对接,进一步提高北斗导航接收机信号处理的效能。同时,重构的思想也适用于其他采用码分多址信号的卫星导航系统的弱信号检测和捕获,对提升多星座卫星导航系统的基带信号处理性能具有参考意义。     

轨道预测辅助GPS载波跟踪技术用于低轨道卫星定位研究

针对低轨道卫星及其特定的运动环境,研究了星载GPS接收机载波跟踪问题。基于卫星轨道可模化、可预测的特性,提出了利用预测卫星轨道计算多普勒频移,并用于辅助载波环路跟踪的新方法。该方法有效地降低了低轨道卫星GPS信号跟踪中的动态,从而在跟踪过程中可以采取降低环路阶数、减小环路带宽、增加预检测积分时间这几种措施来提高环路跟踪弱信号的能力,有助于提高低轨道卫星的定位性能。     

高轨环境下BDS弱信号跟踪技术研究

针对高轨接收机需要接收来自地球对面的导航卫星信号而导致接收功率过低,且存在较大多普勒频移和多普勒频移变化率的问题,对适用于高轨导航接收机的BDS("北斗"系统)信号跟踪技术进行研究。通过STK(卫星开发工具包)建立仿真场景对HEO(大椭圆轨道)接收导航信号特性分析,根据仿真指标重新设计了弱信号跟踪环路结构以及对应的跟踪流程,并特别针对BDS B1I跟踪中存在的NH(Neumann-Hoffman)编码问题,提出滑动相关法去除NH码的方式,来延长预检积分时间。仿真表明,通过1ms稳定跟踪之后,采用滑动相关法去除NH码,将环路预检积分时间延长至20ms,跟踪环路能够成功跟踪高轨环境下C/N0=26dBHz的低信噪比BDS B1I信号,满足导航应用需求。     

基于改进补零/差分的北斗弱信号捕获算法

北斗信号二次编码调制了速率为1kbps的NH码,频繁的比特跳变导致传统捕获算法的效果受到抑制,并且限制了积分时间的增长。为了实现北斗弱信号的捕获,提出了一种适合北斗弱信号的捕获算法,将补零算法和差分相干积分算法相结合并进行了优化设计。对补零算法和差分相干积分算法进行了改进,将差分延迟时间调整为20ms,有效消除了NH码的影响,并增加了积分时间,提高了信噪比。采用Monte Carlo仿真测试了在载噪比为20dBHz~38dBHz的条件下,此算法与传统算法的检测性能。结果表明,相比传统算法,此算法的捕获灵敏度提高了约10dB。此算法能够有效消除北斗NH码相位变化对信号捕获的影响,并提高信噪比,适用于弱信号条件下的北斗信号捕获。     

基于通用无线电外设的北斗信号仿真系统

研究了基于通用软件无线电外设(USRP)的北斗信号仿真系统。给出了北斗卫星电文的生成方式,使用Matlab读取星历信息并定义编码产生北斗卫星信号,并利用USRP实现北斗卫星电文的调制发射,利用接收机对该信号进行捕获接收,并对信号附加的多普勒频移进行仿真。最后通过接收机对仿真系统产生的信号进行接收验证。通过此仿真系统可更直观地研究北斗卫星信号,对研究北斗卫星导航系统具有一定的参考意义。     

北斗B1 QPSK调制信号的高灵敏度捕获算法

卫星信号在复杂环境中功率存在衰减,导致其低于接收机正常捕获范围,给信号捕获带来较大困难。在分析北斗B1频点信号体制及研究码并行捕获算法基础上,提出了针对北斗B1 QPSK调制信号的双通道并行搜索捕获算法,设计了优化的相干、非相干码并行捕获算法,解决了信噪比较低环境中北斗卫星信号捕获困难的问题。利用卫星信号模拟器产生的仿真信号对双通道并行捕获算法和相干、非相干累加捕获算法进行验证与分析,结果表明,前者性能明显优于单通道捕获,后者较普通捕获算法具有更理想的捕获灵敏度。     

GPS/SINS超紧组合导航的性能分析

GPS接收机在高动态环境下很容易失锁,特别是载体的高动态造成的应力对接收机载波跟踪环影响很大。为了解决高动态环境下的组合导航,分析了GPS接收机载波跟踪环的测量误差和跟踪门限,采用惯导速度辅助GPS接收机跟踪环路的超紧组合结构。超紧组合需要涉及到GPS接收机跟踪环内部编排及高动态环境下的实验数据,难度较大。针对超紧组合仿真专门开发了GPS实时软件接收机、高动态GPS中频信号仿真器和惯导模拟器并构建了一个完整的GPS/SINS超紧组合仿真系统。仿真结果表明,该超紧组合导航系统可以跟踪50g的加速度和10倍音速。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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