导航星座自主导航技术--自主星历更新

自主星历更新是导航星座自主导航的关键技术之一,包括卫星轨道精密确定和轨道短时预报两个方面的内容。本文在系统地论述导航星座自主导航的信息处理流程的基础上,重点提出星座卫星轨道精密确定的自适应Kalman滤波算法。系统仿真结果表明：通过星间双向测量数据的滤波处理,能够获得高精度的卫星星历和较小的用户测距误差（URE）,满足高精度导航定位需求,初步证明导航星座自主导航信息处理流程及其星历更新算法的合理性和可行性。     

基于GIS的军事通信网络传输资源信息管理系统

依据工作中的实践和经验,结合现代技术的发展和成果,在信息系统分析与设计的基础上引入GIS技术,分析了管理信息系统与地理信息系统结合的优势,提出并设计了基于地理信息系统的军事通信网络传榆资源信息管理系统,对具有空间属性特征信息管理系统的设计和开发具有一定的借鉴和参考价值。     

星载跟踪控制系统设计及其抗扰动分析

针对星载目标跟踪要求高精度及快速响应能力,但同时存在力矩扰动等影响,分析提出了跟踪控制系统性能指标,根据预设指标,对系统进行了初步设计及串联滞后校正,并在增加加速度计的情况下,对系统进行了抗扰动分析.利用Matlab进行系统幅频特性仿真结果表明,设计的系统能较好满足预设指标,具有良好的稳定跟踪性能.     

无线电掩星技术在大气探测的应用

通过介绍GPS在大气探测中的应用,引入了一种新的研究大气模型的方法——无线电掩星技术。阐明了无线电掩星技术的发展历程、反演原理及应用前景,并结合我国航天实际,提出了一种利用北斗导航系统进行大气参数反演,修正航天器轨道测量数据,从而提高定轨精度的新思路。     

基于IK121和RESM的转台测角系统设计与应用

分析了光电编码器较圆感应同步器应用在高精度转台测角系统中的优势，并针对传统光电编码器测角系统的诸多限制，结合高精度转台高效率研制和便于安装调试需求，提出一种基于IK121计数卡和RESM编码器的高精度测角系统，并结合某型号转台进行了实物试验，结果表明该测角系统能实现转台高位置精度、高速率精度控制要求，并且安装使用维护方便。     

航天器测控系统数据库特点及性能测试策略

航天器测控系统的数据量大,信息关联复杂,一般都用大型的关系数据库作为其数据存储与管理的基础平台。存储系统建成后,数据库性能究竟如何,数据库性能该如何衡量,这一直是系统集成者和应用者关心的课题。本文从测控数据库的特点出发,客观分析了数据库实际运行性能,提出了一种较为全面的航天器测控系统数据库的性能测试策略。     

APU飞机级控制系统设计研究

为充分发挥APU（辅助动力装置）在民用飞机上的作用,设计一个好的APU控制系统显得尤为重要。对APU飞机级控制系统的设计进行了相关研究,论述了APU控制板、APU控制器供电、燃油控制、应急停车、APU引气、起动／发电、风门控制和指示告警等控制子系统在设计时所要考虑的因素,并给出了相应的设计样例,然后从功能实现和电气原理的角度进行了详细地分析,可为APU飞机级控制系统的方案设计提供参考。     

飞行员情境意识定量测量研究综述

情境意识是飞行员驾驶飞机所需的关键能力之一,而量化评估飞行员的情境意识则是许多研究关注的重点。为了厘清过往飞行员情境意识方面的研究,本文首先总结了六种传统测量方式,包括冻结探测技术、实时探测技术、实验后自评技术、观察者评分技术、绩效表现评估及生理指标评估;然后,介绍了采用数学建模测量飞行员情境意识的方式,这种测量方式更加精细,且具有很强的预测性;最后,详细总结归纳了飞行员情境意识的过往研究中所采用的主要测量手段,对其发展方向进行展望,为该领域的后续研究提供了一定参考。     

基于复合推进系统动态模型-状态变量模型的航空发动机直接推力预测控制

直接推力控制可以有效改善推力控制的品质,针对航空发动机直接推力控制问题,进行了模型预测控制(Model Predictive Control, MPC)研究。为了提升航空发动机推力控制的精度,提出了基于复合推进系统动态模型-状态变量模型(Compact Propulsion System Dynamic Model-State Variable Model-State Variable Model, CPSDM-SVM)的航空发动机直接推力预测控制方法。CPSDM实时估计出不可测参数（推力、喘振裕度等）的基准值,SVM则根据未来输入实时预测发动机未来响应。由于CPSDM将发动机分为进气道、核心机、喷管、喘振裕度、推力等进行建模,在兼顾精度的同时,提高机载模型的实时性。CPSDM-SVM作为MPC算法中的预测模型,具有较高的精度和实时性。仿真结果表明,在与基于分段线化模型的传统模型预测控制方法实时性基本相同的情况下,所提出方法控制效果有明显的提升,调节时间减小了1.17s。所提出方法稳态控制精度为0.08%,传统方法稳态精度为2.58%。因此,所提出方法在保证实时性的条件下,提升了控制精度和控制效果。     

民用飞机短舱防冰系统冻雾天试验方法研究

民航规章25部1093(b)(2)条款要求短舱防冰系统在冻雾天环境中性能满足要求,通过构建开放式结冰条件模拟装置,对民用飞机短舱防冰系统在特定的地面冻雾条件下的性能进行了验证,试验对象是装机后的短舱防冰系统,在真实的飞机发动机运转条件下进行适航验证试验,表明短舱防冰系统对民航25部适航规章1093(b)(2)条款的符合性,详细给出了民用飞机短舱防冰系统地面冻雾天试验的方法。该试验方法成功在某型飞机上实施,试验方案科学合理,试验方法可以为其他型号飞机地面冻雾天试验提供参考。