地球扁率引起红外地平仪姿态量测误差的数学模型

本文讨论了地球扁率引起红外地平仪的姿态量测误差的数学模型，导出解析形式姿态误差计算公式，可在任意轨道根数和扫描轴安装角情况下用于误差补偿。算例表明，利用本文导出的解析公式与利用数值方法的计算结果完全一致。     

几乎最佳自相关序列偶搜索算法的研究

几乎最佳自相关序列偶是一种新的最佳信号,但其一般的搜索方法——穷举法,搜索量太大。根据几乎最佳自相关序列偶的必要条件,提出一种新的搜索方法,给出算法流程图,并进行了实验验证。实验结果表明,算法可大大减小搜索量,比穷举法效果好且耗时短。     

基于数字仿真的再入飞行器滚转异常边界条件研究

提出了一种基于数字仿真的再入弹头滚转异常边界条件的确定方法。即：首先给出可精确描述考虑各种气动力（矩）系数、各种干扰源作用时的六自由度运动方程。针对各种干扰源及其组合作用，对某弹头的滚转异常现象作了大量的数字仿真。文中采用一种拟合方法，妥善处理了这些仿真结果，拟合出该弹头滚转异常边界条件的近似解析式     

遥测数据重建弹道校正方法

弹道导弹遥测系统数据丢帧一般采用直接插值法进行校正,这对导弹运动速度和位置而言精度不高。文中在分析弹道导弹运动特性的基础上,提出视速度增量校正方法,仿真表明该方法的计算精度高于直接插值计算方法。在此基础上利用该方法对速度和位置数据进行了增密,得到了步长小、精度高的增密数据。     

采样计算测量中的采样条件及混迭引起的测量误差的研究

分析了信号参数的测量与信号恢复的区别,讨论了用采样计算方法测量周期重复信号时的采样条件,定量地研究了采样不满足采样条件时,混迭引起的测量误差的大小及其性质,并给出了减小误差的均匀内插采样和随机采样方法。     

二维测量系统的误差分析及其修正

二维测量系统的测量误差主要由两个导轨的五个自由度误差和测头误差组成。给出了误差的数学模型，论述了误差的测量、修正及误差修正的误差。     

红外地平仪姿态测量误差模型

分析得出地球扁率和红外辐射是扫描式红外地平仪测量误差的主要原因。针对地球扁率，基于方位角的确定，分别给出了滚动角和俯仰角的测量误差模型。在地球红外辐射方面，给出了确定地平仪扫人、扫出点位置的方法，进而给出地球红外辐射误差的计算方法。最后，通过算例，给出了有关仿真结果，对方法的有效性进行了验证。     

一种基于条件熵的航电设备故障诊断方法

针对目前航电设备故障诊断能力相对较弱的现状，提出一种将粗糙集中的条件熵算法应用于故障诊断的方法，并将该方法应用于实例．结果表明诊断结果准确简化，有助于提高装备可靠性和维修性。     

Ionosphere modelling for Galileo single frequency users: Illustration of the combination of the NeQuick model and GNSS data ingestion

The ionospheric effect remains one of the main factors limiting the accuracy of Global Navigation Satellite Systems (GNSS) including Galileo. For single frequency users, this contribution to the error budget will be mitigated by an algorithm based on the NeQuick global ionospheric model. This quick-run empirical model provides flexible solutions for combining ionospheric information obtained from various sources, from GNSS to ionosondes and topside sounders. Hence it constitutes an interesting simulation tool not only serving Galileo needs for mitigation of the ionospheric effect but also widening the use of new data.     

末端能量管理段迭代校正轨道算法研究

针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题，提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态，自动选择直接进场或者间接进场策略，快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导；根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面，并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程，保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道，具有很好的鲁棒控制性能。