基于卫星和星敏感器的冗余激光惯组在轨标定

采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7％以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考.     

无定向激光陀螺捷联惯组标定方法的对比研究

对三种无定向激光陀螺捷联惯组标定方法进行了对比研究,详细分析了各种方案的标定原理,提出了利用标准差作为评价标定方法优劣的指标.结合对某一激光陀螺捷联惯组标定试验结果的分析,得到了在无北向基准的情况下,三种标定方法在标定时间和标定精度两个指标上的对比结果,为无定向激光捷联惯组的标定提供了指导,具有较大的工程应用价值.     

导风轮叶片偏置对高压比串列离心压气机性能的影响

为提升高压比串列离心压气机的性能,借鉴常规一体化离心叶轮中偏置分流叶片的方法,针对某高压比串列离心压气机,应用数值仿真手段分析了串列叶轮中导风轮叶片周向偏置对压气机流场和性能的影响。通过对不同导风轮叶片偏置方案下压气机流场的分析,建立了压气机流动损失与偏置参数的关联性。研究表明:采用较大的偏置参数γ可降低导风轮叶片1前缘的激波强度,改善激波作用导致的泄漏涡破碎和流动分离,但过大或过小的γ方案中导风轮叶顶会出现二次泄漏致使低能流体的掺混损失增加;γ=65%方案压气机综合性能最佳,其压比和效率较γ=50%分别提高了1.5%和1.4%;对于串列离心压气机导风轮叶片周向位置的优化,在避免导风轮叶顶形成较强二次泄漏的前提下,应考虑采用较大的偏置参数γ,同时应防止诱导轮尾迹流体参与导风轮的叶顶泄漏。     

基于Kalman滤波的变体飞行器T-S模糊控制

针对变体飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于Kalman滤波的T-S模糊控制方法。考虑飞行器系统状态不可测,引入惯导数据作为辅助信息,利用Kalman滤波算法融合飞控信息与惯导信息实现状态估计。由于变体飞行器在不同变形结构下气动特性变化较大,为便于控制器设计,采用小扰动线性化方法得到飞行器在不同平衡点处的局部线性模型,并通过状态反馈方法设计局部控制器,局部线性模型和局部控制器通过模糊集和模糊规则聚合成一个连续光滑的全局T-S模糊模型和T-S模糊控制器。通过综合Kalman滤波器与T-S模糊控制器得到一个基于Kalman滤波的T-S模糊控制器。仿真结果表明,该控制器在变形过程中能够实现状态估计,保证飞机的跟踪性能。     

基于共形天线的捷联被动导引头系统研究

基于共形天线的捷联被动导引头具有结构简单、隐蔽性好等优点，受到了广泛关注。对基于共形天线的捷联被动导引技术进行了研究，对该项技术的原理及关键技术进行了论述。该技术目前还处在研究阶段，有很大的发展空间。     

对某装备任务系统软件故障的研究

通过对任务系统软件故障进行定位和分析，提出了基于互斥信号量对获取数据进行现场保护及在任务管理区增加对时间的容错处理的解决措施，并对其进行了分析和验证。     

大航向角误差情况下飞行中对准研究

为了解决飞行器在大航向角误差的情况下进行飞行中对准的难题,将一种线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准的过程.详细推导了线性大航向角误差模型,设计了飞行器在大航向角误差情况下进行飞行中对准的卡尔曼滤波模型,并进行了数字仿真.仿真结果表明,线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准,能够很好地解决飞行器在大航向角误差情况下进行对准的难点,并给出了适合于大航向角误差模型的机动方式.最后,提出了线性大航向角误差模型在工程应用中的几点建议     

基于谐振隧穿效应的波导偏振器的综合研究

在基于谐振隧穿效应的波导偏振器中，根据各种模式损耗关系，我们研究了各层厚度，提出一种改进方法，以便得到这种偏振器的最优设计，也探讨设计器件的制造公差，在设计波导偏振器及其它器件方面这种研究是非常有用的，例如基于相同原理的选择波长滤波器。     

根据两颗导航星信息估计捷联惯导系统误差的一种方法

针对高机动短时间飞行的飞行器,介绍了一种根据它相对2颗导航卫星的伪距离和伪速度信息,估计捷联惯导系统定位和定速度误差的方法.考虑到由确定飞行器相对每颗星的径向距离和速度的非线性方程施加的约束,根据这些误差矢量长度最小值的条件确定误差值.用空间解析几何法得出了计算捷联惯导系统误差估值的最终算法,这种算法能给出非线性最小值问题的精确解.