星图匹配观测三角形优化选取技术

为了提高三角形星图识别算法的成功率,减少匹配过程中的计算量,进而提高星敏感器实时输出姿态的性能,提出一种星图匹配前“二次优化”选取观测三角形方法,该方法在在初选观测三角形的基础上,对观测三角形进行第二次优化筛选,进而提高星图识别环节的效率。优化选取观测三角形是基于QUEST定姿原理,将观测三角形的边与夹角的约束关系转换到像平面上。全天球遍历分析统计结果表明：在12°×12°视场中,采用本文提出的方法,可使一次匹配成功并输出可用于星图验证环节的较高精度姿态信息的概率提高60.9％,从总体上可大大减少星敏感器星图识别环节的计算量,并且每帧全天球定姿输出的时间一致性也被大大提高。     

神经网络在R&D项目中止决策中的应用

在比较研究国内外R&D项目中止决策理论方法的基础上,论述了对正在进行的R&D项目进行正确的中止决策模式识别的重要意义.探讨了神经网络(NN)理论用于R&D项目中止决策的可行性,提出了适用于正在进行的R&D项目的中止决策分析的Hopfield神经网络模式识别方法,并用实例验证了方法的有效性.方法的实施较为方便、计算较为简单,结果也令人满意.表明Hopfield神经网络模式识别方法在R&D项目中止决策领域具有应用前景.     

基于统计模型的海杂波建模和检测技术综述

根据海杂波模型的发展过程,按简单模型、复合模型和混合模型3种模型概述了海杂波建模和在此环境中的目标检测理论。最后,总结了海杂波建模的一些发展趋势。     

常用雷达视频信号处理算法在FPGA上的实现

采用FPGA技术对雷达原始的视频信号进行求模、视频积累与恒虚警检测处理,克服了DSP处理速度有限、实时性差和ASIC器件灵活性差的问题。详细介绍了求模、视频积累以及恒虚警算法在FPGA芯片上实现的原理和过程,并结合仿真结果说明了利用FPGA进行雷达视频信号处理的优势。     

GNSS广域差分改正数估计方法研究

随着我国北斗三号基本系统的正式运行,基于地面监测站的广域差分增强系统成为进一步提升卫星导航定位精度的手段之一。在码噪声多径误差修正(CNMC)的基础上,使用等效钟差方法实现GNSS卫星轨道与钟差误差的解耦,并依据卫星轨道运动的动力学特性,引入希尔差分方程描述卫星轨道误差变化,实现对轨道误差的实时卡尔曼滤波估计。基于GPS实测数据,对改正前后的用户等效测距误差(UERE)和定位精度进行了对比研究。实验结果表明,采用该方法,UERE标准差由改正前的0.456 m减小至0.227 m,降幅达到50.22%;整体水平定位误差(95%置信区间)由0.981 m减小至0.782 m,垂直定位误差(95%置信区间)由1.991 m减小至1.131 m,分别提升了20.29%和43.19%,差分改正效果明显。     

低温固化非热压罐成型树脂及其复合材料性能

通过DSC、红外光谱、流变仪和力学性能测试等方法,研究了 3228树脂及T700/3228预浸料的性能.结果表明:3228树脂初始固化温度为67.9℃,峰值固化温度为89.5℃;在60℃时具有大于2 h的低黏度平台期,黏度值在20～30 Pa·s;温度大于65℃后表现出低温快速固化的特性;采用60℃预固化1 h,80℃...     

一种类球型小行星表面撞击坑的自动提取方法

以类球型小行星模型数据为基础,提出一种球面窗口扫描与等值线分析相结合的撞击坑自动提取方法。首先,在极坐标系中建立小行星模型,设置方形球面窗口并映射模型数据;其次,在基本面上优化局部形貌信息,提取并分析其等值线,确定区域内的撞击坑特征;再以环带滚轮旋转、窗口横向扫描的方式获取整个小行星模型的撞击坑特征;最后,将所提取的撞击坑特征信息统一至小行星模型中。以Mimas和Dione小行星模型为例,实验结果表明该方法能够稳定、准确地提取模型表面的撞击坑特征,分析其表面撞击坑的分布情况,进一步说明其具有一定的实用性。     

小展弦比飞翼大迎角状态空间气动力建模

现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响,针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律设计都有着重要作用,并且对于解决飞行安全问题和研究飞机失速和尾旋问题具有重要意义。针对小展弦比飞翼标模的迟滞特性,对状态空间模型进行改进,应用大振幅强迫振荡试验数据建立了非定常气动力模型,采用风洞典型机动模拟试验验证状态空间模型的有效性和适用性。结果表明：本文发展并改进的状态空间模型能够准确预测小展弦比飞翼标模不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程实用性。     

星座设计中的安全性问题研究

如何避免星座中卫星之间发生碰撞是星座安全性设计需要考虑的重要问题,给出了预测星座中卫星发生碰撞的一种方法,提出保证星座安全性需要考虑的三个问题并研究了如何避免星座中工作卫星、备份卫星和寿命终止卫星与工作卫星发生碰撞的措施。     

基于模型参数辨识的航空发动机风扇叶片裂纹故障诊断

为了对发动机风扇叶片裂纹故障进行精确诊断,在航空发动机故障模拟试验平台上开展了风扇叶片裂纹故障模拟试验,对风扇转子叶片进行典型裂纹故障预置,并对风扇转子叶片产生裂纹前后的叶片典型参数进行试验测量。通过风扇转子叶片阻尼系统及裂纹故障特征理论分析发现,裂纹叶片的模态质量和模态刚度变化会使叶片阻尼比发生明显变化。采用基于遗传算法的模型参数辨识方法辨识风扇叶片应变响应函数,进而获取风扇叶片阻尼比。结果表明：相同叶片不同次测量试验得到的叶片阻尼比相差0.02%;不同叶片个体差异导致的阻尼比最大相差2.9%;5#风扇叶片产生裂纹后的阻尼比减小了6.4%。可见,叶片的阻尼比对其几何特性的变化十分敏感,且通过对风扇叶片阻尼比进行模型参数对应的遗传算法辨识能够实现风扇叶片裂纹故障诊断。