全液浮惯性仪表温度场的精密控制

简要论述了精密温控在全液浮惯性仪表中的重要作用。详细介绍了仪表温度场的设计要素及精密温控线路的选择。重点阐述了在温控线路中采用光电隔离直流脉冲调宽方案。该方案具有精度、可靠、功耗低，且对系统干扰小等优点。     

CCV飞机纵向解耦控制律的研究

本文应用多输入、多输出跟踪模型法,对CCV型飞机纵向飞行控制系统的解耦控制律问题进行了研究。并以某型飞机为例,说明如何应用该方法确定三种纵向直接力模态的动态解耦控制律。     

飞机蒙皮壁板三轴滚弯成型力及中心辊进给量的计算

 运用弹塑理论对蒙皮板在对称式三轴滚弯机(简称三轴滚弯机)中发生弹塑性弯曲时的受力及变形作了系统的分析及研究,提出一组可按板材厚度、弹性模量、屈服极限及成型后蒙皮板应具有的曲率等参数,确定中心辊进给量及施加力的理论计算公式。     

几种矩形二维柱体节段模型上脉动力的测量

本文运用一种气动力直接测量方法在风洞的平滑流中测量了几种不同高宽比的二维矩形柱体上的脉动力，给出了它们的脉动升力系数的均方根值及斯特洛哈数，测量到在高宽比为０．７的柱体上有旋涡脱落诱发的顺风向脉动力。当风速变化时，顺风向脉动力的主导频率等于脉动升力频率或为其倍频。     

在地球扁率摄动下的卫星编队飞行控制

卫星编队飞行的难点之一是在干扰力环境下控制队形。采用了一种基于线性二次调节器(LQR)的最优控制方法，对低轨道地球卫星所受的地球扁率摄动(J2力)加以模拟，并在模拟的地球低轨道J2力环境中。对几种卫星编队进行了模拟控制，从控制精度和能量消耗的角度对控制方法进行了分析，提出了卫星编队飞行中相对距离控制和绝对距离控制需要注意的问题。     

飞机起落架缓冲器数学模型研究

飞机着陆时与地面撞击将产生较大的撞击能量,大部分能量需要通过起落架缓冲器吸收,在进行飞机设计时首先要对能量吸收过程进行计算分析,也就是通常所说的缓冲性能分析。本文将对各种起落架,包括单气腔、双气腔、双油式起落架缓冲器进行数学建模,为缓冲性能分析及未来的试验仿真打下基础。     

基于PDR和磁场匹配的智能手机室内定位

目前，基于磁场的室内定位方法存在指纹采集无法快速建库的问题，导致匹配特征较少、无法快速进行匹配操作和航向角估计精度低。基于磁场梯度的快速近似，使用高斯牛顿迭代方法结合通过PDR测量的轨迹进行磁场轮廓匹配定位，提高了单点磁场指纹的可分辨性。基于步态模型的更新用作测量信息以改善C-INS的导航性能，提出了一种基于捷联惯性导航系统的行人航位推算算法。基于MFS参考位置，使用扩展Kalman滤波器控制PDR惯性导航的位置漂移误差，进一步提高了轨迹轮廓的精度。测试结果表明，该算法可以获得更好的位置估计和航向估计结果。     

航空长航时惯导系统定位精度评估方法研究

为了寻找合适的评估飞行试验中导航定位精度的方法,采用全球定位系统(GPS)作为基准,以两种不同的计算方法对长航时导航数据进行了统计计算,研究了两种方法的适用性.结果表明,在不同的导航时间范围内选取不同的计算方法,得到的结论才能够被用户和研制方接受.     

Cubature Kalman filter with closed-loop covariance feedback control for integrated INS/GNSS navigation

Cubature Kalman Filter (CKF) offers a promising solution to handle the data fusion of integrated nonlinear INS/GNSS (Inertial Navigation System/Global Navigation Satellite System) navigation. However, its accuracy is degraded by inaccurate kinematic noise statistics which originate from disturbances of system dynamics. This paper develops a method of closed-loop feedback covariance control to address the above problem of CKF. In this method, the posterior state and its covariance are fed back to the filtering process to constitute a closed-loop structure for CKF covariance propagation. Subsequently, based on the maximum likelihood principle, a control scheme of the prior state covariance is established by using the feedback state and covariance within an estimation window and further adopting a proportional coefficient to amplify the feedback terms in recent time steps for the full use of new information to reflect actual system characteristics. Since it does not directly use kinematic noise covariance, the proposed method can effectively avoid the adverse impact of inaccurate kinematic noise statistics on filtering solutions. Further, it can also guarantee the prior state covariance to be positive semi-definite without involving extra measures. The efficacy of the proposed method is validated by simulations and experiments for integrated INS/GNSS navigation.     

弹道式再入飞行器高度惯性控制方法

弹道式飞行器再入时，常常要求在规定高度上发出开伞信号，过载延时控制方法误差太大，不能满足精度要求。本文以飞行器轴向视加速度及其积分为控制信号，用共扼方程法设计了一种惯性高度控制方法。计算结果表明，该控制方法的控制误差小于１００ｍ。