北斗GEO卫星CEI相时延解算方法研究

连线端站干涉测量(connected element interferometry，CEI)是高精度测角技术，在中高轨卫星、月球及深空航天器定轨定位中有良好的应用前景。基于CEI技术特点，提出了一种新的测量方法，即在相干测距模式下利用测距音和载波信号作为信号源进行连线端站干涉测量。构建了CEI试验系统对北斗GEO卫星进行观测，利用相干测距模式下的下行信号解算群时延、相时延。利用北斗GEO卫星精密星历计算的时延理论值，对北斗GEO卫星CEI群时延和相时延结果进行评估。结果表明，相干测距模式下CEI群时延和相时延残差均值分别为0.47ns、0.08ns，标准差(3σ)分别4.2ns、0.13ns。该项研究验证了相干测距模式下CEI相时延解算的可行性，可为共位地球同步卫星精密相对定位、月球探测器CEI测量提供技术参考。     

弹簧在下肢外骨骼重心调整中的应用

通过对外骨骼在一个步态周期中重心变化的分析,提出髋关节使用螺旋弹簧结构设计来调整重心高度的方法,使负荷重心在行走过程中维持一个水平高度,减少额外的能量消耗。通过外骨骼的受力分析和等升角圆锥螺旋弹簧疏圈理论,提出一种弹簧选取的设计计算方法,计算的结果说明设计的可行性和方法的正确性。     

基于贝叶斯网络的航空灾害成因机理探析

为了预防和矫正航空事故诱发因素的萌生与发展,改善民航安全管理的科学性和可靠性,进一步降低事故率,减少航空灾害造成的损失.针对航空灾害的形成特点,探讨致灾因素的相互作用是成因机理分析的关键.基于贝叶斯网络模型,综合运用诊断推理和支持推理形式,分析致灾因素的因果关系,揭示了人、机、环境与管理因素相互作用的内在规律.通过高斯贝叶斯网络在典型案例致灾成因机理分析中的应用,挖掘隐含的内部因素对系统的影响程度,发现了隐含因素从不确定性状态向确定性状态的演变过程,以及表层因素与隐含因素的关系.     

多基线组合求解深空航天器载波相位模糊方法

针对深空航天器高精度定位需求,提出多基线组合求解载波相位模糊方法,获得比群时延更精确的相时延,极大地提高无线电干涉测量精度。首先建立多基线组合求解载波相位模糊的数学模型,推导该方法对长短基线组合的约束条件。然后利用美国甚长基线阵(VLBA)对本文方法进行仿真校验,结果表明航天器定位精度可以达到纳弧度量级。最后结合我国已有干涉测量网,分析在我国未来深空探测任务中采用多基线组合测量载波相时延的可行性,给出满足方法约束的站址选择建议,可为我国深空导航无线电干涉测量技术的发展和深空测控网的完善提供参考。     

涡轮发动机用陶瓷基复合材料涡轮转子研究进展（两机专刊）

高性能飞行器对涡轮发动机性能需求不断提升,对涡轮转子的耐温性和轻质化提出了苛刻要求。而目前高温合金涡轮转子性能逼近材料极限,难以满足未来涡轮发动机大幅减重提温的需求,先进陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮转子成为必然趋势。本文介绍了涡轮转子用CMCs复合材料的设计、制备、加工、检测,以及各国在CMCs涡轮转子研制方面的进展,研究表明CMCs涡轮转子在液体火箭发动机、先进航空发动机领域具有巨大优势和应用潜力。当前连续纤维增强CMCs复合材料涡轮转子的耐温性能、抗冲击性能已初步得到验证,而材料强度和韧性不足是制约CMCs在航空发动机涡轮转子上应用的主要因素,发展高强度、高韧性涡轮转子用CMCs材料成为当前研究热点和未来必然趋势。     

基于指数趋近律的高超声速飞行器滑模控制器设计

采用NASA兰利实验室开发的一种通用高超声速飞行器的改良非线性纵向模型,针对输入/输出线性化模型,以指数趋近律作为到达条件设计滑模变结构控制器,该方法能够较好地处理不确定性问题,而且对外界干扰不敏感.仿真在高超声速巡航条件下进行,通过对跟踪高度和速度阶跃指令的仿真验证,并与符号函数作为到达条件设计的滑模控制器进行对比,发现前者在速度阶跃和高度阶跃响应速度上较后者分别提高了50%和70%左右,并且以符号函数设计的滑模控制器存在稳态误差,而以指数趋近律作为到达条件设计的滑模控制器可以达到0误差的跟踪精度.     

基于遗传算法的高速飞行器滑模控制律设计

以高超声速飞行器GHV(Generic Hypersonic Vehicle)的俯仰通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了滑模控制律.为了便于应用滑模控制理论,首先对该模型进行了输入输出反馈线性化,将原模型转换成为仿射型.设计好滑模控制律结构以后,基于遗传算法完成了滑模控制律参数设计.该过程利用了随机鲁棒思想,即在随机均匀分布的参数不确定性作用下,通过遗传算法优化滑模控制律参数,使得飞行控制系统失去稳定性和鲁棒性的概率达到最小.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和参数优化过程收敛性的要求.     

火星中继应答机技术现状及发展

火星中继已作为火星探测重要组成部分,被美国NASA(National Aeronautics and Space Administration,国家航空航天局)和ESA(European Space Agency,欧空局)广泛应用于火星EDL(Entry,Descent and Landing,进入、下降和着陆)以及火星表面探测中。针对该情况,介绍了火星中继系统的组成和工作情况。结合NASA和ESA火星探测的成功经验和成果,重点对火星轨道器和着陆器的中继应答机的性能进行了梳理和分析,并对该技术的后续发展进行了展望。基于此,可为我国自主火星探测提供借鉴和参考。     

基于Newton迭代滚动时域估计的GPS/SINS紧组合导航技术

随着智能设备的普及,使用手机为汽车进行导航越来越普遍。目前,手机内置的惯性测量单元成本低廉、导航精度低,且常使用松组合,而应用GPS/SINS紧组合导航技术可提高导航的精度及可用性。通过将基于Newton迭代的梯度下降算法与滚动时域估计相结合,手机内置GPS与陀螺加速度计构成紧组合导航系统,可提高在复杂环境中的导航精度。传统Kalman滤波方法未能充分考虑到紧组合导航系统的非线性特性,而滚动时域估计通过参考多时刻导航信息,可更有效地排除非线性因素对系统的干扰,并通过实验验证了此方法。实验结果表明,相比采用扩展Kalman滤波,基于Newton迭代时域估计算法的紧组合导航系统的导航位置精度及速度精度均获得了较大提高。     

单光子激光雷达数据去噪与滤波算法

单光子激光雷达获取的点云数据存在大量噪声,这给数据的处理带来了挑战。基于局部距离统计提出了改进的点云去噪算法,对单光子激光雷达点云原始数据进行去噪。然后基于统计分析方法改进了点云滤波算法,对去噪后的点云数据进行滤波处理。利用新提出的算法与传统算法去噪和滤波后得到的点云进行比较,并与传统激光雷达的数字地形模型(DTM)数据进行对比。计算得到MABEL地面点云相对于传统激光雷达高程的均方根误差RMSE为2.98m,相关系数R^2为0.9938。进一步对地面点云插值得到剖面数字高程模型(DEM)数据,其相对于传统激光雷达高程的均方根误差RMSE为2.85m,相关系数R^2为0.9931。实验结果显示,提出的单光子激光雷达点云去噪和滤波算法优于传统算法,与传统激光雷达DTM数据具有较好的相关性,能够精确的恢复地形信息。