地基雷达测量精度自鉴定技术

精度鉴定是保证雷达有效工作的重要保证，目前我国的雷达精度鉴定方法都是硬比方法，鉴定周期较长、协调工作量大。针对该问题，提出了一种通过跟踪一般低轨卫星实现地基雷达测量精度自鉴定的方法，设计了采用自鉴定方法校准雷达测元零值的技术方案，明确了数据处理流程，给出了关键数学模型。通过无噪声仿真验证证明了本文方法的正确性和有效性，通过有噪声仿真验证发现了测元随机误差与估计轨道参数间的相互影响和耦合效应，为后续工程应用和技术改进积累了经验。     

Investigation into the transient flow characteristics of noble gas propellants using the pulsed inductive discharge in electric propulsion

The Pulsed Inductive Thruster (PIT) has the advantages of repeatable startup, no corruption and in-situ propellant feed. To study the flow expansion and circuit characteristics of PITs, the circuit-fluid model is developed, and the high temperature thermodynamic and transport models are combined with the circuit-fluid model to predict the critical plasma parameters. The flow fields of initial mass of 2–8 mg and charge voltages of 10–14 kV are simulated. Comparison of the flow fields of argon and helium propellants suggests that, the flow field structures are similar. Slight differences exist on the magnitude of the density and magnetic field, caused by larger velocity in lighter atom case and difference on the ionization gap between adjacent ionization levels. Analysis of the circuit characteristics by the two-dimensional results indicates that the ratio of coil inductance to circuit inductance affects both the rise rate and phase of the plasma current, the larger the ratio, the greater the rise rate and the better the following characteristic. The calculations show that the magnetic energy obtained within the decoupling distance determines the overall performance the thruster can be obtained; self-induced field maintained by the thermal motion after the main pulse leads to the long attenuation process and difference on the total impulse when the angle of conical pylon is varied under constant coil dimension.     

带加热偏流的声衬对热声不稳定性的控制方法

通过实验方法研究了热声不稳定性极其被动控制方法。搭建了水平放置的Rijke管热声不稳定性实验装置,采用电加热的热丝作为热源。实验中发现加热功率及加热丝前后空气的温度比对热声不稳定性的发声强度有着一定的影响。实验中尝试了采用背腔和穿孔板结构的声衬对热声不稳定性进行控制。其中背腔中可以通入偏流空气,且偏流空气的流量、温度均可以调节。实验发现:背腔中通入偏流空气可以增强对不稳定性的抑制效果,且随偏流速的增加，控制效果变好。此外,发现提高偏流空气的温度对提高声衬对热声不稳定性的控制效果作用不明显。      

一种单传感器实时系统误差配准算法

针对运动单传感器系统误差配准问题进行了研究,提出了一种基于位置未知固定目标的单传感器实时系统误差配准算法。算法利用传感器对固定目标的两时刻量测值,构建包含传感器系统误差的等效系统状态及其状态方程与量测方程,并基于扩展卡尔曼滤波技术实现了利用位置未知的固定目标对传感器系统误差的实时精确滤波估计。蒙特卡洛仿真结果验证了算法的有效性,具有对系统误差的稳定估计性能、快速的滤波收敛能力、较高的系统误差配准精度以及较强的工程实用性。     

基于FDDPB方法的卫星姿态控制系统故障诊断

针对卫星姿态控制系统故障诊断问题,将执行机构及输出传感器的阶跃型和缓变型输出偏差统归于一种"参数偏差"型故障,介绍了改进的参数偏差型故障的实时检测与诊断 (FDDPB,Fault Detection and Diagnostics of Parameter Bias)算法,说明了此算法在卫星姿态控制系统执行机构和传感器故障诊断中的应用.引入卫星姿态动力学模型和飞轮模型,建立了算法仿真模型,选取执行机构阶跃型和缓变型故障作为故障注入条件,将该算法用于实验验证.仿真结果表明:该算法能够检测出系统发生的故障,且能够准确估计出故障幅值.      

基于MLR的机动平台传感器误差配准算法

 基于固定平台传感器误差极大似然配准(MLR)算法,针对机动平台存在姿态角系统误差的问题,提出了对机动平台传感器系统误差和目标状态进行批处理离线估计的机动极大似然配准(MLRM)算法.该算法利用所有传感器对目标的量测值,通过把传感器量测向目标状态进行投影、对传感器系统误差和目标状态进行期望最大化迭代以及对目标的状态进行融合估计,最终实现量测、姿态角系统误差和目标状态的有效估计.仿真结果表明,该算法迭代收敛速度快,对系统误差估计精度高,对系统误差可观测性较低的配准环境的适应性强并且对传感器姿态角的相关性不敏感,具有很强的工程实用性.     

敏捷卫星偏流角计算模型研究

TDICCD相机成像时为保证图像品质,要求对偏流角进行修正。文章针对敏捷卫星任意姿态角建立了在星下点成像、俯仰姿态机动后成像、滚动姿态机动后成像,以及滚动加俯仰姿态机动后成像几种情况下偏流角计算模型,并对模型进行了仿真计算。结果表明,敏捷卫星姿态目标计算当中,有必要考虑姿态机动带来的偏流角控制目标变化,以保证姿态控制精度。文章对敏捷卫星的偏流角控制设计、计算和测试验证工作有参考价值。     

一种基于NGA-QPF的航天器姿态估计方法

针对航天器姿态确定中的非线性非高斯的滤波问题,提出一种基于遗传算法的粒子滤波的航天器姿态估计方法。该方法将姿态四元数作为采样粒子进行粒子滤波,并将小生境遗传算法（NGA）引入粒子滤波算法中,以改善粒子滤波的性能;用遗传算法单独进行陀螺偏差估计,以减少粒子滤波的状态维数。该姿态估计方法保持了四元数的归一化性质,通过引入小生境遗传算法解决了重采样阶段的粒子退化问题,并且由于单独估计陀螺偏差避免了粒子滤波状态的扩展。该方法能够在较少粒子的情况下实现高效率高精度的定姿,仿真结果说明了方法的有效性。     

基于区间灰数的分布式多目标航迹关联算法

研究了存在系统误差条件下分布式多目标航迹关联问题,以异地配置的2D组网雷达为背景,分析了时变系统误差对雷达上报航迹的影响,将误差影响下的目标定位看做一种认知不确定性,并给出两种用区间灰数描述这一不确定性的方法。由此提出了一种航迹关联算法,该算法以区间相离度作为衡量航迹间差异信息的测度,建立灰色关联分析模型,并根据灰关联度排序给出航迹关联对。通过对算法的约束条件进行深层次分析,给出了使用算法的先决条件。在常见系统误差环境下的蒙特卡罗仿真结果表明,算法具有良好的抗差性能和较广泛的适用性。