时域门技术在传输/反射法介质电磁参数测量中的应用

在传输/反射法测量电磁参数的基础上,分析了传统的传输/反射法在电介质微波电磁参数计算中的局限性,采用时域门技术,测试了空气、聚乙烯石蜡和BaM型铁氧体等材料的电磁参数。结果显示时域门技术可显著提高材料的测量精度和稳定性。     

时间序列分析在周跳探测与修复中的应用

周跳是GPS载波相位测量数据处理中必须解决的关键问题,为了获得高精度的导航定位结果,必须对其进行快速准确地探测与修复。分析了周跳产生的原因及其特点,结合时间序列分析理论,提出了一种新的周跳探测与修复方法。首先对载波相位测量数据进行四次差分处理;然后建立了载波相位测量数据的加权预测模型,并给出了权值计算方法;最后通过对比载波相位预测值与实际测量值的大小来探测与修复周跳。利用实际数据验证表明：新方法适用于单频接收机,可以对3周以上的周跳进行准确探测与修复。     

基于吱呀轮优化的多卫星数传调度问题求解方法

研究多卫星数传调度技术对提高对地观测系统的综合应用效益具有重要意义.通过分析卫星数传调度问题,建立一种考虑时间窗调整的约束优化模型.利用吱呀轮优化(Squeaky-WheeL Optimization,SWO)的大邻域导向式搜索特点,提出了一种基于SWO的多卫星数传调度算法.该算法可以在短时间内获得优化解.实验结果表明,该算法在时间性、优化度等方面取得满意的结果.     

带有时滞修正的空间密频结构模糊振动控制

针对密频系统的模态不稳定特性和低可控度给主动振动控制带来的困难,阐明了模糊理论对空间密频结构控制设计及时滞修正的适用性。基于针对密频结构的参数自调整模糊振动控制系统,分析了传感器时滞对振动控制效果的影响,并就此设计了针对密频时滞系统的难以定量化和不确定性的模糊时滞修正策略,在优化振动控制系统性能的同时,大大降低了对控制量的需求。通过对典型空间密频结构在轨受到的两种主要激励模式下的振动控制仿真,证明了理论的正确性和方法的有效性。     

“速度积分”匹配传递对准方法研究

传递对准时,飞机机翼的弹性变形会对挂在机翼上导弹的子惯导系统的对准精度产生很大的影响。本文研究了"速度积分"匹配传递对准方法,通过与速度匹配和"速度+姿态"匹配方法的仿真结果进行比较得出以下结论:"速度积分"匹配方法比速度匹配和"速度+姿态"匹配方法更适用于机翼存在较大弹性变形时的传递对准。另外,此种方法对由时间延迟所引起的时间标记偏差也有比较好的估计效果。     

对地观测卫星访问区域目标时间窗口快速算法

为减少对地观测卫星访问区域目标时间窗口的计算,根据建立的卫星对区域目标的观测模型,提出了卫星观测区域目标时间窗口的大圆近似快速算法,给出了算法具体步骤。仿真算例结果表明:时间窗口起点误差小于0.5 s,时间窗口长度误差小于0.723%,计算时间减少了99.87%.     

一种单星仅测TOA无源定位方法

因单星测向定位体制存在系统构成复杂、对卫星载荷和姿态要求高等问题,提出 一种单个低轨卫星仅测脉冲到达时间（TOA）实现对地表静止辐射源无源定位的方法。在研 究仅测脉冲TOA估计径向加速度的基础上,提出采用网格搜索法进行定位的方法。推导得到 了该方法定位误差的克拉美-罗下限（CRLB）及对于不同位置辐射源的定位误差几何分布（G DOP）,并分析了该方法的可实现性。理论和仿真分析表明,该方法实现简单,适用范围广 ,定位性能满足实际需求。
     

铰接桁架结构动力学问题研究

以铰接桁架结构为对象,采用谱元法研究铰对桁架结构动力学行为的影响,拓展了谱元法的应用领域。在频域下将铰结构考虑为一个谱单元,分别建立铰、杆和梁单元的动力学刚度矩阵,并加以整合得到整体结构的动力学刚度阵,进而建立整体结构的动力学方程。通过求解整体结构的动力学方程,获得结构的固有频率、频响曲线和时间响应历程曲线,并将谱元法的计算结果同有限元法的相应结果进行了比较。分析结果表明,谱元法在求解铰接桁架结构的动力学问题上具有较高的精确性,并且铰的存在对桁架结构动力学行为具有显著影响。     

星地无线电双向法时间比对计算模型及其误差评估

卫星导航定位系统测距的基础是测时,而定轨和定位的前提是各观测量的时间同步。因此,时间同步技术是卫星导航定位系统建设的关键技术基础之一。根据星地无线电双向法时间同步技术的基本原理,详细推导了其在地心惯性系中的基本计算模型,并以静止地球同步轨道卫星为例,分析了该计算模型中的距离改正项时延对星地间相对钟差的影响量级。     

Optimal solar sail trajectory approximation with finite Fourier series

The heliocentric transfer of a solar sail-based spacecraft is usually studied from an optimal perspective, by looking for the control law that minimizes the total flight time. The optimal control problem can be solved either with an indirect approach, whose solution is difficult to obtain due to its sensitivity to an initial guess of the costates, or with a direct method, which requires a good estimate of a feasible (guess) trajectory. This work presents a procedure to generate an approximate optimal trajectory through a finite Fourier series. The minimum time problem is solved using a nonlinear programming solver, in which the optimization parameters are the coefficients of the Fourier series and the positions of the spacecraft along the initial and target orbits. Suitable constraints are enforced on the direction and magnitude of the sail propulsive acceleration vector in order to obtain feasible solutions. A comparison with the numerical results from an indirect approach shows that the proposed method provides a good approximation of the optimal trajectory with a small computational effort.