GPS差分基准站的位置测定探讨

从影响差分GPS定位精度的因素入手，对建立差分GPS基准站及基准站坐标的测定作了较详细的研究。为了解决异地使用中，DGPS无法用联合观测网站测定基准坐标的问题，提出了用GPSolution方法测定基准站坐标。该法具有简单、直接、经济的优点。     

航天飞机头部无粘绕流的无波动,无自由参数格式的数值计算

本文采用气动中心张涵信教授提出的无波动、无自由参数耗散格式(NND)进行了如下的计算:航天飞机头部段对称剖面内的二维无粘绕流;航天飞机头部段三维无粘绕流;轴对称凹陷外形的三维无粘绕流。在物面坐标系下,用代数方程生成计算网格,利用特征相容关系式处理激波和物面边界。为了比较,还用SCM格式进行了计算。结果表明,本文所采用的NND格式,在捕捉流场内激波时不会出现非物理振荡,其收敛速度和所获得的计算结果都是令人满意的。     

差分GPS的原理和实现方法

GPS卫星无线电导航系统预计在1995年投入正式运行。GPS信号中的P码仅供美军和特别用户使用,C/A码则向全世界民用开放。C/A码受选择可用性(SA)影响,导航静度下降到一个适当水平。为提高GPS定位精度,各国都争相研究差分GPS(DGPS)。本文从GPS误差入手,主要就DGPS原理和实现方法进行讨论。     

差分GPS／INS进场着陆飞行试验结果

１９９０年１１月豪内威尔／ＮＡＳＡ兰利中心联合进行的差分全球定位／惯导系统（ＤＧＰＳ／ＩＮＳ）飞行试验在弗吉尼亚州的Ｗａｌｌｏｐｓ岛进行。试验目的是使用一个与气压高度表和雷达高度表综合的ＧＰＳ／ＩＮＳ，以获得系统性能数据库，并验证自动着陆性能。飞行试验工作由ＮＡＳＡ兰利研究中心组织，并取得豪内威尔公司的支援，超过计划目标（１２０次着陆）的３６次着陆完全是自动ＤＧＰＳ／ＩＮＳ着陆。     

双曲守恒型方程的二阶摄动有限差分格式

对双曲守恒型方程，将其一阶迎风格式空间差商的常系数摄动展开为时间步长和空间步长的幂级数，通过确定幂级数系数而获得二阶精度的摄动有限差分(PFD)格式。进而从双曲守恒型方程的通量分裂型一阶迎风格式出发，通过类似的摄动展开方法，获得空间精度为二阶的通量分裂形式的摄动有限差分(FPFD)格式。这两类格式保留了一阶守恒迎风格式的简洁结构形式，使用三节点即可达到二阶精度，又避免了三点二阶格式的非物理数值振荡。并将这两类格式推广应用到双曲守恒型方程组，最后通过模型方程和一维激波管流动的数值算例验证了格式的高精度、高分辨率性质。     

Schrdinger方程的一个新显格

文章构造了一个解SchrOdinger方程的三层显式差分格式,截断误差达 O(τ~2+h~2),稳定性条件为r=τ/h~2<17~(1/2) /4     

基于进化策略的导弹模糊制导律设计

由于导弹制导和控制系统的时变性、非线性和不确定性以及目标加速度的随机性等特点，以制导和控制系统精确数学模型为基础的常规制导律难于满足现代高性能制导系统要求。利用模糊逻辑不依赖对象精确数学模型、对知识具有很强的综合表达和逻辑推理等特点，综合了模糊比例制导律。并基于最优制导性能指标，利用进化策略对制导规则进行了优化。将定性和定量综合集成起来，具有比例制导的简易性，又有最优制导的高性能。实现了自适应变比例导航系数的比例制导律，具有较高鲁棒性和智能化程度，仿真结果表明了该方法有效性。     

UAVSAR：NASA用于科技研究的新型机载SAR系统

NASA的喷气推动实验室目前正在建造可重构的极化L波段合成孔径雷达（SAR），它是专门设计用于为差分干涉测量荻取航空测绘重复航迹SAR数据的。差分干涉仪能够给出关键的变形测量，对于研究地震、火山和其他动态变化现象是很重要的。该系统采用精确的实时GPS和探测器控制飞行管理系统，能够以很高的精度按预设路径飞行。飞行控制系统的期望性能把飞行路径限制在直径为10m的通道内。按其设计，该雷达可在UAV（无人机）上工作，但最初会在NASA的“湾流Ⅲ”上进行验证。这部雷达是全极化的，距离向带宽为80GHz（2m距离分辨率），并支持16km的距离地面条带。天线沿航迹进行电控，以确保天线波束能够独立指向而不用考虑风向和风速。天线所支持的其他特征包括俯仰单脉冲和脉冲一脉冲间的操纵能力，这样可以实现一些新颖的工作模式。系统的额定工作高度为45000英尺（13800米）。该计划是作为NASA地球科学和技术办公室（ESTO）资助的设备孵化器项目（IIP）开始的。     

弹道导弹中段机动突防发动机总体优化设计

针对弹道导弹中段机动突防,提出了一种突防方案的发动机总体参数优化设计。从中段机动突防运动学、动力学出发,基于战术需求明确突防发动机优化设计指标,采用进化算法进行了发动机总体参数优化,并给出了仿真算例。研究表明,速度增量大小和机动时刻给定时,零控脱靶量随速度增量方向的不同存在极小值和极大值,极大值方向近似垂直于视线方向,且最大值近似为待飞时间和速度增量大小的乘积,发动机设计总冲指标即在此理论推导上获取;进化算法有效地解决了8个设计变量、3个约束条件的突防发动机参数优化问题,优化结果合理,且实现了战术要求的脱靶量,很好地满足了弹道导弹中段机动突防对动力系统的要求。