通信辅助卫星导航接收机最优捕获灵敏度分析

通信辅助有助于降低卫星导航信号捕获的搜索模糊度,因此接收机可通过改进捕获算法 以提高捕获灵敏度。但是,目前在同等条件下捕获灵敏度提升量与通信辅助精度的量化关系尚不 明确。通过约束平均捕获时间和捕获算法计算复杂度两项指标的门限值,对接收机辅助信息精度 与捕获灵敏度提升量之间的关系进行量化分析,得出相应条件下的最优捕获算法参数。分析表 明,在频率搜索范围以1/2的幂次进行逐渐压缩的过程中,捕获灵敏度提升量最高约为4dB,且随 频率搜索范围压缩程度的提高而逐渐缩小。根据评估方法得到的最优捕获算法参数受捕获概率 指标、虚警概率指标等影响较小,可预置于接收机中,根据具体情况进行选择。     

脉冲干扰对软件接收机的影响分析

卫星信号经过长距离传播,信号能量损耗严重,到达地面的功率很弱,容易受到各种干扰的影响。脉冲干扰为常见的干扰类型,所以针对不同功率、不同周期,以及不同占空比的脉冲干扰信号,通过接收前端采集受脉冲干扰的GPS L1信号,利用软件接收机及多相关器生成技术,详细分析了脉冲干扰对接收机信号捕获与跟踪性能的影响。分析结果表明,周期为1ms的脉冲干扰信号,能对接收机产生强烈的干扰效果,捕获图中的噪声明显增大;跟踪过程中,载噪比和相关值突发性减小,造成跟踪数据异常。而长周期的脉冲信号仅在脉冲到达时影响接收机的捕获和跟踪,但由于信号跟踪不能连续进行,导致伪距观测量的不连续与导航数据不能正常解码,从而干扰接收机。     

基于FPGA的BOC(1,1)信号捕获技术

BOC调制是新一代卫星导航系统中广泛采用的调制方式,在时域上具有多峰值特性,副峰的存在增加了捕获的难度。采用自相关副峰消除技术(ASPeCT)在原有的BOC码相关支路的基础上增加一条伪码相关支路,可以有效削弱码相位检测函数的副峰,避免误捕获,是一种性能良好的BOC信号捕获技术。提出一种采用二维并行快速搜索的在FPGA芯片中实现ASPeCT捕获技术的方案,可以显著缩短捕获时间。在理论分析和仿真验证的基础上,采用Verilog硬件描述语言在接收机FPGA+DSP平台上编程实现,在露天测试中,成功捕获到Galileo E1B卫星导航信号,并对ChipScope采集的数字中频信号的多普勒频率和码相位静态捕获结果进行验证,与同一段信号的Matlab仿真结果一致,证明所提出的技术方案正确合理可行。     

激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（ms量级），进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示，试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。     

高超声速风洞双体同步分离捕获轨迹试验技术

为了更准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程，在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式，建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器标模的多体分离特性研究，开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS(captive trajectory system)试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性，纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%，纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%，可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。     

一种基于需求工程思想的民用飞机需求确认方法

依据民用飞机在产品开发过程中需求如何确认的现实需求，定义了一种基于需求工程思想的民用飞机需求确认的方法。该方法一方面引入了需求工程的思想，一方面在不破坏原有设计要素的前提下，同时利用设计方案作为两者沟通、融合的载体，有效实现了“需求是牵引，设计是根本”的现代民机产品开发理念。该方法和流程在民机型号的概念设计工作中得到应用，取得了较好的实践效果。为了能够对相关的工程设计工作提供可参考和借鉴的经验，以飞机起飞场长为例，对该需求的确认过程进行了详细剖析，进一步阐述这种设计方法的关键点和核心思想。     

基于修正瑞利分布的S/Ka双频天线捕获概率分析

为了满足星地链路间海量数据的传输需求，数据传输频段已由传统的X频段扩展到Ka频段。Ka频段卫星目标具有窄波束、高动态等特性，对地面接收系统的捕获跟踪性能提出了更高要求。针对Ka频段的不同工作模式，对捕获过程中天线跟踪精度、电轴一致性及搜索捕获范围等影响因素进行了分析，提出了一种近似为修正瑞利分布的捕获概率模型。仿真分析了不同影响因素对目标捕获的敏感性，总结了Ka频段捕获概率的性质。最后对某设备实际跟踪情况进行了验证分析，为有效提高Ka频段捕获跟踪能力提供了分析依据。     

晶振误差特性及其对弹载卫星导航接收机的影响分析

在卫星导航定位中,需要通过测量时间来计算伪距和伪距率,因此晶振的应用尤为重要。特别是当弹载卫星接收机工作在振动、高动态等恶劣的工作环境中时,晶振性能会明显恶化。提出了晶振长期稳定性、短期稳定性、相位噪声等误差特性的描述,以及这些误差特性对接收机捕获、跟踪、定位测速影响的仿真分析,并根据仿真结果提出了相应的晶振选型分析和应用方法,以使卫星导航接收机能够满足其工作要求。     

存在物理约束的时变转动惯量航天器姿态控制

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。