基于载波相位增量的消模糊度和精确定位方法

利用高精度的导航卫星载波相位测量数据来确定目标位置是一种非常优良的技术途径，特别是用于准实时和事后处理确定运动目标的轨迹，更是有着显著的应用前景。然而，载波相位测量因存在整周模糊度，从而限制了它的应用。本文提出了基于载波相位增量建模思想，以及消除载波相位测量的整周模糊度和解算目标飞行轨迹的方法，可以有效地解决相应的问题，从而可以精确获取飞行器的高精度运动轨迹。     

伽利略卫星定位系统三载波姿态确定技术研究

利用伽利略卫星定位系统来确定载体的姿态是伽利略系统的重要应用领域。目前利用GPS确定姿态的算法比较复杂，初始化时间较长，本文详细地介绍了伽利略定位系统三载波模糊度解算技术（TCAR）的要点，分析了TCAR技术求解模糊度的概率分布特点，提出了基于小模糊度搜索空间的单差模糊度搜索策略，克服了传统TCAR技术模糊度确定错误率较高的缺点。以低轨卫星姿态确定为应用对象，利用STK软件工具与Matlab进行了联合仿真，仿真结果表明，该方案完全可行，效果理想，适合单历元姿态确定。     

单频GPS实时定姿系统研究

介绍了自行研制的单频GPS实时定姿系统硬、软件结构,以及硬件组成和软件设计对GPS定姿系统实时性的影响。然后介绍了定姿系统软件设计过程中对系统可靠性和稳定性的考虑。最后利用该系统完成了GPS实时定姿的静态试验和动态试验。试验表明,系统具有较高的实时定姿精度。该系统可以应用于地面车辆、舰船以及飞行器的姿态确定。     

利用外部辅助信息解决双星定向中的模糊度确定问题

由于我国双星系统载波相位信息少,且对地静止,难以直接利用多星系统(GPS、GLONASS等)解模糊方法进行双星定向。针对此种情况,本文提出了一种基于外部辅助信息的模糊度函数方法来确定单差模糊度参数初值,并详细分析了外部辅助信息的精度要求。进行了仿真实验,结果表明:当基线长度为2米,原始载波相位测量精度为1%周时,只需外部姿态传感器提供精度不低于1 70°的辅助方向信息,即可以约98 60%的高成功率正确确定模糊度参数。该项技术可辅助惯导系统实现快速初始对准。此外,采用多天线配置,利用INS提供概略姿态信息可实现双星实时定姿,并可进一步发展为双星/INS组合导航系统,从而极大地扩展应用领域。     

GPS相位平滑伪距技术在广域差分定位中的应用

分析了在广域差分GPS定位技术中使用分段平滑滤波器进行载波相位平滑伪距来提高定位精度的实现方法,并针对在平滑技术中出现的周跳问题提出一种使用小波进行探测周跳的方法,用实际的工程算例验证了该方法的可行性和有效性。     

双星定向试验研究

在前期的模糊度求解方法探讨及精度仿真分析的基础上,集成了一套双天线的北斗定向系统,并进行了大量的静基座及车载试验,对实际定向结果进行了精度分析．试验结果证实,静基座旋转基线及作者所提出的车载等效转动基线解模糊方法是可行的,系统的静态重复精度(1σ)优于方位角0．016 27°、俯仰角0．012 97°, 静态方位绝对精度优于0．358 95°,动态方位稳定度达0．08602°．双星定向可在实际应用中以短时间提供较高精度方位信息．该项技术将进一步拓展当前北斗卫星系统功能．     

周视镜系统中的鲁棒伺服控制器

用H~∞控制理论设计伺服控制器,具有频谱直接定型的优点,但是经典的H~∞控制器是以最大最小原则来求解,即考虑到外部输入(包含伺服控制器所要跟踪的控制指令)为最恶劣的情况求取输出最小的控制解。工程应用中,控制指令往往不是最恶劣的输入,若将控制指令建模,将不确定的控制指令变为确定性输入,能改善H~∞控制器的性能指标。由于控制指令难以固定模型建模,本文合理假定控制指令为分段可微,对控制指令进行部分建模为积分环节,求出H~∞控制器不仅具有反馈结构,还具有指令前馈结构,并改善了跟踪性能。另外,本文以工程实例,讨论如何应用输出加权阵的选取来对系统进行频谱定型,以及装置不确定性的测量等工程设计中的技术关键,这些都具有一定参考价值。     

考虑应力集中和晶向的单晶叶片低周疲劳优化分析

为评估单晶涡轮叶片低周疲劳寿命,提出了适用于单晶涡轮叶片的剪应力范围修正系数法。对单晶涡轮叶片进行了低周疲劳分析。采用剪应力范围修正系数法,克服了最大剪应力范围方法预测值偏高且无法考虑应力集中效应的缺点,其预测的低周疲劳寿命偏安全。基于有限变形晶体滑移理论、剪应力范围修正系数法和ANSYS有限元软件,建立了适用于镍基单晶涡轮叶片的低周疲劳分析及优化设计平台。对涡轮叶片进行了三维晶体取向相关性分析,通过对297个不同晶体取向的计算分析,预测的低周疲劳寿命最小值和最大值分别为328周和3861周。因此,通过控制晶体取向,可以在不增加重量(或不改变叶片结构)的基础上有效延长叶片低周疲劳寿命。     

CFRP超高周疲劳损伤演化过程

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）在航空航天等领域得到广泛应用，CFRP构件的超高周疲劳问题逐渐凸显出来。本文采用超声三点弯曲疲劳试验系统对CFRP复合材料的损伤演化过程进行研究。结果表明：CFRP复合材料在超高周三点弯曲加载下的S-N曲线呈阶梯状，尤其在10⁸周次后，其疲劳强度明显下降。通过对CFRP复合材料在同一视场不同周次下的损伤过程进行分析，发现该材料在超高周加载下的损伤形貌主要表现为3种特征：纤维束交叉处基体损坏、近纤维束平行段基体空洞、基体贯穿，并随着加载周次的增加，其损伤过程也按照这3种特征依次呈现出来。     

DD6单晶合金的高温低周疲劳机制

本文研究了两种高温条件下三种多滑移取向的镍基单晶合金DD6的高温低周疲劳机制。结果表明,DD6合金低周疲劳裂纹以不同的机制在试样表面及亚表面上萌生,萌生位置与试验过程中的塑性应变幅及温度有关。对于[001]取向,760℃和980℃温度条件的裂纹扩展面分别为沿{111}面的结晶学断裂面以及非结晶学断裂面。撕裂棱、裂纹前端微裂纹的桥接等因素是阻滞主裂纹扩展的主要机制。