比相测距系统的天、地零值校准（下）

4 比相测距系统相位匹配(相位色散值)的校准 比相测距系统,不论采用伪码或侧音测距,都是将测距信号按一定方式(调相或调频)调制在载波上经天线发射到空间,再由目标应答机转发回地面接收系统,最后用测量收、发测距信号(伪码或侧音)的相位移(时延)来测定空间目标的距离。由于这种比相测距系统是以测相来实现测距的,测距信号在传输过程(地面→空间→应答机→空间→地面)任何一个环节上所产生的相移都将直接转换为距离测量值。因此,必须采用前节所述的方法首先将应     

恒虚警下复合载波导航信号联合捕获方法

复合载波导航信号(NSCC)作为一种新型的导航增强信号体制,其独特的多载波结构和灵活的体制参数设计,使之具备良好的导航增强效能。同时,以上典型信号特征也使得传统的导航信号同步算法对其不再适用。针对复合载波导航信号结构特征和体制参数设计特点,提出了一种基于多载波架构的恒虚警联合捕获方法。该方法利用复合载波导航信号各子载波信号功率进行自适应检测门限设置,并利用各子载波频点间隔信息进行并行检测,然后根据联合策略做出判决,提升了捕获性能和捕获效率。理论分析及仿真实验均表明,在低信噪比(SNR)情况下,本文所提出的联合捕获方法的捕获性能明显优于单载波捕获算法,并缩短了平均捕获时长。     

干涉测量宽带相关处理算法与验证

阐述了一种用于航天器精确角位置测量的干涉测量宽带相关信号处理算法,通过仿真验证了算法的有效性,并搭建卫星干涉测量实验系统,采集某地球同步卫星信号进行宽带相关信号处理,获得清晰干涉条纹,准确估计出反映测站与卫星位置关系的时延观测量。结果表明宽带相关信号处理的估计时延与卫星信号链路标定时延、测距时延组成系统时延闭合回路,初步验证了干涉测量实验系统的有效性,为后续飞行任务中航天器高精度干涉测量积累了技术和经验。     

三向测量模式在嫦娥三号探测器中的应用

以嫦娥三号探测器的三向测量跟踪数据为依据,利用最小二乘方法分析站间钟差,在5阶拟合计算中实现了ns级的拟合精度;然后使用探测器精密星历对三向测轨数据进行标校,经过修正后的测距系统差达到10m量级,拟合噪声水平优于1m;最后将三向测量数据应用于探测器的定轨、着陆点定位和动力下降段的弹道计算,其中环月段100km×15km轨道计算结果与精密定轨相比较偏差百m级,120km×70km轨道计算结果与精密定轨相比较偏差10m量级,月面定位与双程测距加时延定位结果相比较偏差10m量级。     

航天器DOR信号本地相关处理的建模与仿真

详述了DOR（差分单向测距）信号的本地相关处理方法。首先根据轨道预报确定先验时延模型值,利用高精度频率估算方法估计航天器DOR信号的星上发射频率,然后通过时延模型值与频率估计值构造DOR本地模型信号,再将此模型信号分别与测站接收的DOR实测信号进行互相关运算,提取相关相位,解算高精度时延观测量。推导了DOR信号本地相关处理的数学模型,通过信号仿真验证了该方法的有效性,在仅考虑系统噪声影响与轨道预报误差的条件下,仿真时延测量精度达到0.1 ns,为深空航天器精密轨道测量提供了一种可借鉴的技术方法。     

一种时间传递系统中调制器时延的数字标定算法

针对传统示波器观察法测量BPSK（Binary phase shift keying,二进制相移键控）调制器时延时存在整码元模糊、噪声敏感、载波初相要求苛刻及标定精度低的缺点,利用软件无线电的相关处理技术,提出一种精密的BPSK调制器时延标定算法.通过高速数字示波器对BPSK调制器的输入基带信号和输出载波调制信号进行双通道同步过采样,对输出信号与输入信号采样值进行循环相关,根据相关峰值对应的样本点序号以及连接电缆的校准时延,计算得到BPSK调制器时延.仿真和试验验证表明：提出的算法不受载波初始相位影响,时延标定上限可达1个伪随机码周期,而且低载噪比情况下也能得到准确结果.数字示波器的通道采样率为10 GSa/s时,采用提出的算法进行BPSK调制器时延标定,标定结果的不确定度可以达到0.2 ns.     

一种基于航天器通用下行信号相关处理的干涉测量方法及验证

针对航天器未搭载干涉测量信标机的情况,提出了一种基于通用下行信号相关处理的干涉测量方法。首先分析了通用下行信号相关处理中载波重建、整周模糊解算和系统时延偏差估计等技术;然后,结合试验,针对某地球同步卫星下行信号特点,提出了一种递进解模糊的载波提取方法;最后,对同步卫星实测数据进行了处理,得到了1.03 ps量级的时延估计精度,验证了所提方法的有效性。     

嫦娥卫星数传副瓣信号的干涉测量研究与精度验证

针对深空差分干涉测量(DOR)信号受数传副瓣信号干扰问题,首次研究了数传副瓣信号(泄露频谱)的干涉测量,建立了数传副瓣信号干涉测量优化模型,并利用嫦娥三号着陆器实测数据验证比对了数传干涉时延与DOR干涉时延。实验结果表明,干涉带宽相仿条件下,数传信号干涉时延随机误差约0. 02 ns(STD),优于DOR干涉时延0. 17 ns(STD)的随机误差;利用射电源差分观测后,DOR干涉时延与数传干涉时延基本吻合;以干涉相时延为基准,数传干涉时延的波动误差约为0. 14 ns(STD),稳定性优于波动误差约为0. 46 ns(STD)的DOR干涉时延。该结论对嫦娥五号、载人登月等任务中下行数传信号阶段提高干涉测量精度、火星探测任务中DOR信号与数传信号分时工作模式下增加干涉测量覆盖弧段具有直接的工程价值。     

一种非视距信号环境下智能手机速度平滑定位方法CSCD

随着智能手机的普及,基于智能手机的位置服务深刻地影响了人们的生活。通常,智能手机内嵌有全球导航卫星系统(GNSS)芯片,通过跟踪导航卫星信号获得载波频率、载波相位和码相位信息,从而解算位置和速度信息。对于单点定位(SPP)技术而言,位置主要由码相位计算确定,而速度信息主要由载波多普勒频移信息计算确定。在复杂城市环境下,GNSS信号可能会被周围的建筑物反射,形成非视距(NLOS)信号。NLOS信号会导致额外的传输路径,并引起数十米的位置误差。由于速度比位置更精确,通常使用卡尔曼滤波器(KF)进行基于位置-速度(P-V)动态模型的位置平滑。提出了一种因子图优化(FGO)方法来减少NLOS引起的位置误差,将时间相关历史测量值添加到FGO中以优化当前位置估计,并采用两种鲁棒策略来减小NLOS条件下的位置偏差。最后,使用智能手机采集实际场景数据集进行了实验,结果表明FGO方法在速度辅助下可以获得更好的定位结果。     

改善三元子阵测距精度方法研究

在水声领域,三元子阵测距、目标运动分析(TMA)和匹配场处理(MFP)是被动噪声测距的3种主要技术。文中以三元子阵测距声呐为研究对象,从波束形成、相关系数处理、测向精度改进等方面讨论提高时延估计精度的方法,对工程应用具有一定的参考价值。     

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。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

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.