估算测量不确定度的最大熵法和协方差矩阵法

本文评述了测量不确定度估算方法的研究动向和新进展，提出并论述了估算测量不确定度的两种新方法一最大熵法和协方差矩阵法．最大熵法能够对未知的误差概率分布做出主观偏见最小的最佳估计。协方差矩阵法，评定不确定度的模型通用性好，应用范围广，误差概率分布可以是未知的，采用矩阵运算，算法简洁，适用于计算机快速处理测量数据。     

基于暗目标法的Landsat-8 OLI数据气溶胶光学厚度反演

准确地估算地表反射率是利用遥感数据反演气溶胶光学厚度的关键。针对暗目标法难以构建有效的地表反射率估算模型,依据中分辨率成像光谱仪气溶胶C005产品反演算法的地表反射率估算模型,通过分析地物波谱库中典型植被的波谱信息,结合遥感器的光谱响应函数和谱段设置,尝试构建陆地卫星8号陆地成像仪的地表反射率估算模型。模型验证利用阈值法确定暗目标,通过6S大气辐射传输模型构建查找表从陆地卫星8号陆地成像仪数据反演北京地区气溶胶光学厚度,将反演结果与AERONET站点观测值进行对比验证和误差分析。结果表明:使用该地表反射率估算模型得到的长时间序列反演值与AERONET站点的地面观测值一致性较好,70%左右的数据位于预期误差线内,反演结果满足精度需求。利用该地表反射率估算模型能够有效的反演出气溶胶光学厚度,促进陆地卫星8号在地表参数反演中的定量化应用。     

线性仪表静态不确定度的统计估算

侧重分析静态回归直线误差模型及工程应用的可行性 ,通过例证比较说明统计估算法的优势。阐述环境温度引起仪表回归直线的平移和旋转 ,导出温度误差为零位温漂及灵敏度温漂相对值的代数和 ;该误差模型具有通用性 ,可推广至其它环境因素对回归直线影响的分析。介绍时漂的基本概念及经验公式。强调静态不确定度应包括回归直线误差及环境因素影响的误差。     

航天型号项目成本估算方法研究与实现

介绍了国内外航天型号研制项目成本估算的研究现状,分析了航天型号研制项目成本估算的作用与特点。研究了参数成本估算法、工程成本估算法、类比成本估算法、外推成本估算法、仿真模型法和综合成本估算法等方法。给出了用综合成本估算法估算的风云四号气象卫星研制成本算例。     

地月空间星地双向单程测量高精度模型

针对使用星地双向单程测量技术实现给定场景下的地月空间高精度测量问题,建立了地月空间纳秒级星地时差解算模型与米级瞬时距离解算模型,定量分析了模型中各因素的量级,并对模型中收发时延、引力时延、定轨误差和大气延迟等多种因素引入的时差和距离估算误差进行了定量分析。仿真数据的处理结果校验了误差量级理论分析的准确性,时差估算的均方根误差优于7.6ns,瞬时距离估算均方根误差优于2.4 m。建立的模型可以对地月空间星地DOWR测量数据进行高精度处理,实现地月空间高精度时间比对,支持未来中国载人登月等任务及地月空间高精度导航技术。     

滚轮式光栅位移数显器精度分析

根据滚轮式光栅数显器的工作原理,结合中、大型机床的加工需要及其精度指标,提出了该装置可能产生的误差分析与计算条件;着重论述了装置在制造安装、组合构件以及环境温度等六个方而的误差分析与计算。又根据现有技术水平、工艺条件及各组装零件的精度对各类误差进行综合性估算,并提出了估算公式。结果表明,基本上满足了设计技术条件的要求。     

一种基于推力器控制的卫星质心在轨估算方法研究

为准确估计地球静止轨道(GEO)卫星在轨道机动过程中因燃料消耗产生的质心位置的变化,提出了一种基于推力器连续喷气的卫星质心在轨估算方法。采用推力器在固定时间内连续喷气工作方式以形成恒定的推力器作用力和力矩,根据陀螺测量值用最小二乘法估算推力器产生的星体角加速度值,采用产生正负向相反控制力矩的两个推力器同时工作,以减小对卫星姿态的扰动和三轴间的动力学耦合。给出了卫星质心计算公式,讨论了质心估算中的推力器推力位置测量误差、推力器推力矢量方向角度测量误差、成对工作推力器推力大小偏差、陀螺组合测量噪声、整星转动惯量计算偏差,以及卫星姿态动力学耦合特性等主要误差源对估算结果的影响。基于某GEO卫星的推力器数据,计算获得了在轨质心的总测量偏差。仿真结果表明:理论计算值与仿真结果的误差在允许范围内,方法有效,可广泛用于航天器的质心位置测量,方法有较大的工程应用价值。     

基于预估点扩展函数的光学遥感图像去模糊研究

为使航天相机获得的遥感图像的视觉质量更佳,提出了一种有效而稳定的基于估算点扩展函数(PSF)的遥感图像快速复原方法。先用改进的刃边法快速估算PSF尺寸和形状,用直接边缘检测法处理,由自适应阈值算法抑制噪声产生的波动,有效减小了PSF估算的存储与时间开销。再基于预估的PSF,用非盲反卷积复原算法复原图像,通过带权补偿去模糊算法由正则化反卷积和高频补偿,有效抑制源于PSF估算误差的振铃现象。根据视觉效果和客观评价指标对该复原方法与经典算法的效果进行了比较,结果表明:该法在存在噪声和点扩展函数估计误差的影响时仍有良好的鲁棒性,图像质量提高幅度大,速度快,可行性高,已成功用于浦江一号(PJ-1)卫星的遥感图像处理。     

等观测间距样本的Gompertz曲线参数的最小二乘估计

运用高斯最小二乘法估算Gompertz曲线模型的参数时,惯常、简便的方法是先根据物理意义估算曲线的增长上限,再根据观测样本来估算其他参数。应用中,如果无法根据物理意义估算曲线增长上限,在观测样本等间距条件下,仍可在线性变换的基础上,运用最小二乘法估算其全部参数。     

GEO卫星在轨横向质心快速估算方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星转移轨道段推进剂消耗量大,卫星横向质心偏移,导致变轨过程中发动机产生较大干扰力矩等情况,提出在轨使用推力器进行卫星横向质心估算的方法。为保证卫星姿态稳定控制,采用推力方向相同、力矩方向相反的成组推力器同时喷气激励,再用陀螺进行角速度测量,避免因力矩过大、控制系统暂停闭环控制时卫星产生较大的角速度。利用实例对横向质心估算方法进行仿真验证,结果表明:估算方法仅需10s的连续喷气激励,避免了卫星姿态的波动,估算误差可控,可用于GEO卫星转移轨道段的质心估算。     

加速度表动态模型辨识和误差补偿

本文讨论全液浮陀螺加速度表的动态模型辨识及应用辨识所得模型进行动态跟踪误差补偿的方法。文章首先根据陀螺加速度表的动态模型估算了全程跟踪误差,其次介绍了脉冲传递函数参数的最小二乘估计和应用AIC准则来确定MA噪声的滑动阶数的原理。接下来讨论了用内环力矩器输入试验来实现辨识的可行性和实现辨识的一些问题。然后探讨了补偿动态跟踪误差的一些方法。最后对于一阶MA噪声情况应用增广最小二乘法进行了辨识仿真实验。仿真实验结果表明,全液浮陀螺加速度表的动态模型是可以辨识的。     

太阳模拟器准直误差对不同形体卫星热模拟试验的影响

本文讨论了真实太阳和模拟太阳间的区别及其产生的原因。概略描述了准直度与光能利用的关系,着重分析了在平面型样品、球型、圆柱型、圆锥型星船上由于用不准直光进行热模拟所引起的误差。本文还提供了估算误差的理论方法,该方法把误差同星船表面的吸收本领联系起来,这是十分简便的。     

助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法

针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题,提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发,建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上,利用准平衡滑翔条件,推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数,并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正,从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明,所提方法的滑翔射程解析估算误差小于1%,具有较高精度,可为高超声速远程滑翔弹道飞行性能分析、射程估算和在线弹道规划提供可靠的理论依据。     

捷联惯导姿态误差修正算法研究与仿真

组合导航卡尔曼滤波对姿态角进行修正时,将惯导的平台角误差近似为姿态误差,会带来较大的数学模型误差,从而影响测姿精度。通过分析组合姿态算法中姿态作为量测信息时平台角误差与姿态角误差物理意义的不同,得到了两者的转换关系,从量测矩阵修正和观测值预处理两个方面对原有的姿态组合算法进行改进,有效降低了数学模型误差。仿真结果表明,改进后的姿态组合算法误差状态估算更加精确,能够有效地提高组合导航的测姿精度。     

基于二代小波的电爆管冲击波数值计算

为了获得电爆管输出压力及其冲击波传播规律,针对电爆管爆炸燃气建立了一维流动模型,并采用自适应二代小波配点法进行数值计算。分析了电爆管冲击波沿一维等截面和局部变截面通道的传播过程及规律。结果表明:自适应小波配点法结合人工黏性技术可以准确计算电爆管强冲击波传播问题;电爆管爆炸冲击波沿一维等截面传火通道传播满足一定相似律,建立的相似律表达式能够估算同一类电爆管冲击波在爆炸近区的传播规律;传火通道结构形式和结构参数变化对传播规律影响显著,针对同一类型的电爆管和变截面传火通道建立的相似律表达式,在1x/L5,Δη0.75条件下,估算误差小于10%。     

固体发动机质心测量方法研究

介绍了固体火箭发动机卧式和立式轴向，径向质心测量方法的工作原理，设备结构组成及计算公式，并进行了误差估算和分析。     

应用于红外制导武器的动力随动陀螺误差分析

为减小红外制导武器导引头的动力随动陀螺误差,对陀螺的误差进行了分析。用拉格朗日方法建立了动力陀螺完备的运动微分方程。将陀螺误差分为结构非理想化导致的漂移误差和稳速力矩与进动力矩耦合引起的控制误差两大类。其中:结构非理想的误差包括章动、摩擦力矩和非等弹性力引起的误差。用逐次逼近求解法分析,发现陀螺受阶跃力矩或冲击后,除按章动频率及高次谐波频率高频振动外,还会发生角速度为常值的漂移,且动力随动陀螺漂移的角速度与初始的角速度和内外环质量有关。讨论了由偏角、不平衡力矩和非等弹性力造成误差的机理。给出了陀螺主要误差的控制和调控方法:对漂移误差,尽量减小内外环质量,减小陀螺阶跃力矩后的初速;对工艺误差,调试时先部件后总体,总体调试由内及外;先大误差项,再小误差项;用力矩补偿法消除力矩耦合偏差。研究为导引头的误差分析和控制系统设计提供参考。     

基于参数估计的捷联惯组整弹标定方法研究

针对传统方法对弹上惯组标定时间长、工作量大、成本高的问题,提出了一种基于参数估计的弹载捷联惯导系统整弹标定方法,对系统的误差参数通过大维数卡尔曼滤波器进行估算。建立了陀螺仪和加速度计的误差模型,加入了惯性导航解算,并进行了状态变量可观性分析。设定了发射车的路径轨迹,让每个误差参数均可被激励,并进行了较为详细的仿真研究,验证了该方法的有效性。     

用于空时自适应处理的最小方差单脉冲技术

为了获得目标方向最小误差方差的估算，最近开发了一种自适应单脉冲技术。本文将这种最小方差自适应单脉冲技术(MVAM)扩展到空时自适应处理(STAP)。通过对慢动目标的模拟，验证了用MVAM估算目标方向和多普勒频率比用其它空时自适应单脉冲技术具有更多优点。     

面阵天线阵面变形后天线方向图的计算

1 概述 星载合成孔径雷达(SAR)天线多采用大型可折迭展开的平面阵天线,以实现波束赋形、波束扫描、多频段和多极化等特殊要求。和反射面天线等其他形式的天线一样,由于受加工精度误差和环境条件的影响,天线的机械与电气结构并非理想情况,即存在误差。对于星载SAR面阵天线,由于星载天线特殊的结构以及高空特殊环境的影响,天线阵面存在较大的变形误差。计算变形误差对天线电气性能影响是天线系统理论估算必须考虑的问题,本文主要进行变形天线方向图的计算。