基于支撑描述的SIFT匹配方法

为减少局部结构相似等因素导致的图像匹配错误,提出一种基于支持描述的匹配判定方法.利用尺度不变特征变换（SIFT,Scale Invariant Feature Transform）算法获得初始匹配集,选取其中稳定性较高的特征点对建立支撑特征集;根据支撑特征点的分布,对初始匹配集的剩余特征点对进行支撑描述,并根据所生成支撑描述符的相似程度,判定剩余特征点对是否为正确匹配.经判定正确的匹配特征点对被加入支撑特征集,使支撑特征集动态扩展,保证了支撑特征点的分布密度及支撑描述的准确性.实验结果表明,该方法能够在保留正确匹配的同时,消除90%以上的错误匹配,有效提高正确匹配率.      

输入延迟未知的二阶对象的黄金分割控制

研究输入延迟未知对象特征模型的控制问题.采用闭环系统直接求根方法,结果表明:最小方差控制对未知输入延迟不具有鲁棒性,原型黄金分割控制能应对较小的未知输入延迟变化,λ型黄金分割控制能应对较大的未知输入延迟的变化.针对稳定、临界稳定、不稳定以及双积分特征模型,在未知的输入延迟条件下,进一步研究了原型和λ型黄金分割控制器对未知输入延迟的稳定性和性能鲁棒性.对稳定的被控对象,λ型黄金分割控制器,可应对很大的未知输入延迟,且闭环性能基本不变;对非稳定对象的特征模型,λ型黄金分割控制器,可提高应对未知输入延迟的稳定能力,通过优选λ,可优化闭环性能.     

国外遥感政策与法规研究

经过几十年的发展,卫星遥感系统已经日臻成熟,全球军用、民用与商业遥感卫星数量日益增加。当前国际上约有51个国家拥有或者运营着高分辨率卫星遥感系统,遥感数据广泛用于国家安全、外交政策、全球环境变化和科学研究等领域,由此也形成了对成熟数据政策法律框架的强烈需求。     

"火星勘测轨道器"科学仪器的技术特征

美国航空航天局（NASA）计划在2005年8月10日发射“火星勘测轨道器”（MRO,其外形图见封面）。MRO到达火星以前,将经历7个半月的行星际旅程,预计于2006年3月切人火星轨道。它将利用火星大气的制动作用逐渐降低轨道高度,最后经过轨道机动,进入约450km高的圆形轨道,即科学观测轨道。MR0正常的科学探测活动为2年,之后将扩展科学探测活动,并作为“凤凰”（Phenix）着陆器（计划于2007年发射）和“火星科学实验室”（MSL,将于2009年发射）的通信中继器。     

一种新的遥感影像清晰度评价方法

针对传统清晰度评价算法很难准确评价遥感卫星影像清晰度的问题,结合工程应用及遥感影像特点提出了一种新的遥感图像清晰度评价算法--自检测灰度梯度函数清晰度评价算法。把评价过程分为目标区域检测和清晰度特征参量提取,为解决遥感影像数据量大且景物密度与分布特点各异的问题,首先通过检测算子对一幅遥感影像中各区域进行检测来得到景物丰富且边缘明显的目标区域,然后再对目标区域进行灰度预处理并提取目标区域的边缘灰度梯度来评价清晰度。通过三组不同类型影像对该算法进行验证,分别为遥感相机在轨离焦仿真影像和噪声仿真影像,以及在轨型号遥感卫星影像,对比几种传统典型清晰度评价算法和自检测灰度梯度函数的评价效能,结果表明：文中方法满足遥感影像清晰度评价的基本要求,解决了传统算法无法横向比较不同遥感相机影像及不同大小影像清晰度的问题,是一种适合卫星遥感影像清晰度评价的方法。     

顶部电离层总离子密度经度的变化

利用DMSP F13卫星1996-2005年共10年的观测数据,研究地磁中低纬地区黄昏时段(18:00 LT)顶部电离层总离子密度经度变化的季节、地磁纬度和太阳活动变化特征.结果表明总的经度变化在低纬地区与中纬地区具有明显不同特征.不同经度结构的季节变化均以年变化为主,但纬度分布具有明显差异.一波结构主要集中在中纬地区,且南半球明显强于北半球;二波结构南北半球不对称性非常明显;三波结构和四波结构均为低纬地区明显强于中纬地区.通过分析不同波结构对总经度变化的贡献发现,一波结构在南半球中纬地区贡献最大,二波结构在12月前后的15°N附近贡献较大,三波结构和四波结构仅在低纬地区有较强贡献.在不同太阳活动条件下,不同波结构的贡献率有明显变化.      

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

飞机结构件轮廓特征加工自动分区算法

作为飞机结构件重要组成部分,轮廓特征包含大量复杂曲面,且与工艺凸台等干涉物相连接,使得轮廓特征编程需综合考虑复杂曲面及干涉物信息,在自动编程模式下,轮廓特征编程仍严重依赖人工经验,其编程周期占结构件编程周期的40%以上,严重影响了结构件编程效率。针对该问题,提出了一种综合考虑复杂曲面及干涉物信息的轮廓特征加工自动分区方法,基于相邻轮廓面连接边属性及凸边约束原则对轮廓面进行初分区,依据干涉物信息构建虚拟边界,并基于虚拟边界对轮廓面初分区结果进行横向和纵向加工区域划分,通过对划分区域进行合并得到轮廓特征加工分区结果。根据提出的方法开发了飞机结构件轮廓特征加工自动分区系统,经过多项典型飞机结构件测试,该方法稳定可靠,可为轮廓特征加工程序编制提供支撑。     

椭圆轨道非合作目标交会接近策略与控制

文章研究了追踪航天器与失控旋转非合作目标航天器在椭圆轨道中的交会接近策略与控制。在接近策略方面,首先,根据目标航天器大致结构设定一个安全的停泊点,使追踪航天器交会至停泊点;其次,通过在停泊点对旋转目标航天器姿态的观测,分析和预测其运动并确定合适的抓捕点位置,设计安全的接近轨迹,使追踪航天器沿着该轨迹接近至理想的抓捕实施点位置。在控制方面,考虑实际系统中的不确定性,只利用两航天器之间相对位置的测量信息,设计基于特征模型的自适应控制方法实现交会接近。最后通过数学仿真模拟整个交会接近过程,验证了文中所提出的接近策略和控制方法。     

面向空间应用的单向微膨胀型热开关特性分析

为了提高探测器等航天器的温度控制精度,降低热波动造成的影响,基于金属的热胀冷缩原理设计了一种单向膨胀型热开关,利用二维稳态导热原理进行建模分析,得到热开关热特性参数。搭建了试验平台模拟热开关工作环境,测定不同功率条件下热开关的工作状态以及相关性能参数。当加热功率为04W时开关断开热阻为23046K/W;功率为30W时开关的导通热阻为03022K/W,开关控制比为7626。结果表明,试验数据与理论计算数据吻合较好,进一步说明了热开关的结构合理性以及适用性。