一种高精度多路温度采集方法研究

惯性平台系统是一种框架系统,主要包括平台本体、电路箱和电源箱.平台系统精度主要靠安装在平台本体的三浮陀螺和加速度计来保证.通常惯性平台的工作环境比较严酷,惯性传感器对温度有很高的敏感度,在系统正常工作时,平台内部有二级温控来保证仪表有良好的工作环境,但内部空间温度梯度变化会影响惯性传感器的精度.在温度采集过程中,铂电阻存在非线性、自热效应及热电动势等电气干扰的精度影响.采用阻值比较法,通过引入恒定激励电流来抑制温度采集电路的自热效应,并基于FPGA设计并行多通道温度采集电路.给出了系统总体设计方案、测温电路参数设计、序列激励电流控制和数字滤波补偿的具体实现方式,测试结果表明该系统可实现64路温度采集,在一定范围内测温精度能达到±0.02℃,满足精度要求.     

中国民航旅客量季节性问题研究

中国民航旅客量的季节性波动是经济学研究的重要命题。选取中国民航旅客量时间序列数据作为分析对象，采用年度季节强度指数（R）与月季指数（Zt），揭示中国民航旅客量的年度季节集中性与月度季节变化规律。 R值整体上呈现逐年递增的趋势，指标随季节变化明显，且按一定规律分布。 Zt 值指示4月、7月、8月、9月、10月为旺季，其余月份为淡季。民航旅客量淡旺季与游客出游行为、节假日长短、气候等因素有直接联系。研究结论为解决中国民航旅客量的淡旺季问题提供基础数据，也为调整航空公司在淡旺季时的人员、航班及其他工作安排，为缓解航空客流量供需不平衡的矛盾提供决策参考。     

火星大气进入段抗饱和固定时间阻力加速度跟踪制导律设计

研究了具有固定时间收敛特性的火星探测器大气进入段的标称轨迹跟踪制导问题。首先，针对横向运动，给出与速度成线性关系的航向误差漏斗走廊形式，完成了倾侧角的反号逻辑设计。与横程漏斗走廊反号逻辑相比，该逻辑计算量小，更适用于宇航计算机。与航向误差宽度走廊反号逻辑相比，该逻辑在高速状态下能够避免倾侧角的频繁切换，可提高任务成功的概率。其次，针对纵向运动，通过RBF神经网络补偿了倾侧角饱和问题，利用积分滑模设计了阻力加速度固定时间饱和跟踪制导律，其不仅可有效消除滑模控制的抖振问题，且将跟踪误差以两种不同形式引入制导律，能够加速收敛，能够保证跟踪误差在固定时间内快速收敛至0。最后，通过数值仿真验证了所设计的横向倾侧角切换逻辑和纵向制导律对标称轨迹的快速、精确跟踪能力。     

危险天气下航班等待与改航的实时集成优化

为了提高航班准点率,降低危险天气对航班飞行的影响,同时考虑等待策略和改航策略,进行实时空中交通流量管理的研究。以改航起始点至改航结束点间的总航行时长最短为目标,安全可行性、技术可行性为约束,建立了数学模型,并设计了两阶段求解算法,先基于遗传算法优化等待时长和改航路径,再基于"化曲为直"和"二分法"的思想调整改航路径,得到了最佳等待时长和改航路径。仿真结果表明,该算法得到的实时优化结果优于几何切线法;相比静态改航,更能提高空域利用率;相比单独考虑等待策略,总航行时长降低了17.04%;相比单独考虑改航策略,总航行时长降低了3.98%;验证了危险天气下航班等待时长与改航路径实时集成优化在实时空中交通流量管理中的有效性。     

基于NHDO的机动目标拦截攻击角度约束导引律

为了精确控制导弹在有限时间内以期望攻击角度拦截机动目标,采用将导弹自动驾驶仪简化为惯性环节的方法,结合终端滑模控制理论设计了一种带攻击角度约束的有限时间收敛制导律。为了滤除视线角速率噪声,提出一种非线性跟踪微分滤波器对噪声进行滤波,建立了考虑滤波的制导系统状态方程,基于此方程设计非齐次干扰观测器,用于目标机动不确定项的估计补偿。仿真结果表明,所设计的制导律能达到对视线角速率有效滤波,对目标机动状态精确估计的目的,克服系统动态延迟对制导精度的不利影响,满足攻击角度和制导精度的双重要求。     

存在外部干扰的网络控制系统故障检测和优化

针对存在时延和丢包的网络控制系统,研究了系统的故障检测滤波器设计和优化设计问题.通过泰勒展开将未知时延处理成外界干扰,采用伯努利随机过程来描述丢包现象.设计观测器产生残差信号,将故障检测问题转化为H∞滤波问题.通过Lyapunov函数方法分析了系统的稳定性.以线性矩阵不等式的形式给出了滤波器存在的充分条件和求解方法.为进一步提高系统对故障信号的灵敏度,采用了一种优化设计方法对故障检测系统进行了优化.最后通过仿真验证了算法的有效性.     

基于计划到达时刻的四维航迹规划

为了加速空管自动化与智能化技术的应用与实施,提出了水平航迹与高度/速度剖面分阶段设计的四维航迹规划方法。基于动态时间规整与层次聚类方法实现历史雷达航迹聚类分析,完成水平航迹设计。建立速度剖面规划模型,通过航迹生成器与速度调整器交互协作,精细化控制进场时间,以满足计划到达时间要求。以上海浦东国际机场PINOT进场航班为例实施验证,结果表明,四维航迹规划方法可有效实现航班的计划到达时间,从而减少航班延误,提高终端空域运行效率。     

测控中的星载计算机快速切换

针对低轨卫星长期管理与测控中的星载计算机所需要的切换、维护的测控时间相对较长的问题,在分析原有主、备星载计算机的时间比对方法的基础上,直接针对备机建立新的时间同步模型,并进行公式推导和理论误差分析;然后建立新的测控事件调度模型,实现时间同步数据与主备机一致性数据的同时注入,优化工作流程,并有效缩短测控时间;最后编写新的遥控作业,在测控中进行实践.应用结果表明,采用新方法可以在一个测控圈次内完成在轨星载计算机的切换与维护,MTTR(Mean Time To Repair,平均恢复时间)小于8 min,时间同步精度优于1 ms,所需测控圈次相对于原方法减少83％以上,适用于在轨卫星长期管理与测控.     

维修性设计在民用飞机环控系统中的应用

民用飞机环控系统维修性工作的目标是保证设计、研制和生产的民用飞机满足规定的适航要求,以提高飞机的可用性,从而降低对维修人力及其他资源的要求,缩减运营成本,使飞机具有良好的经济性和市场竞争力。     

基于磁共振线宽的Xe核自旋横向弛豫时间测量方法

随着核磁共振陀螺技术的发展,高精度核磁共振陀螺对原子气室性能提出了更高要求.原子气室内Xe核自旋的横向弛豫时间(T2)是衡量原子气室性能的重要参数之一,T2的常用测量方法为自由感应衰减法(Free Induction Decay,FID).当T2较短时,由于自旋进动信号易受外界干扰,FID方法难以对T2进行精确测量.根据磁共振线宽理论以及自旋进动信号检测技术,针对T2较短的原子气室,提出了基于磁共振线宽的Xe核自旋横向弛豫时间测量方法,构建了测试装置,对Xe核自旋进行了测试.测试结果表明,该测量方法能够有效获得Xe核自旋的横向弛豫时间,克服了FID方法对T2较短的原子气室难以测量的局限性,为检验核磁共振陀螺中原子气室的性能提供了有效测试手段.