基于单边带OOFDM的TDM/WDM-PON

文章首次提出了基于单边带光正交频分复用（OOFDM）的TDM/WDM-PON方案并建立了一个通道的系统模型。下行采用80Gbit/s的单边带OFDM信号,节约WDM通道带宽资源,减小色散的影响,OLT调整各ONU的子载波个数即可实现动态带宽分配。上行采用20Gbit/s的NRZ信号。利用半导体光放大器（SOA）的增益饱和特性实现了ONU的无色管理。对系统模型进行了仿真,并对结果进行了分析。     

金属网反射器索网预应力对模态的影响

卫星姿态和轨道调整时,金属网反射器索网结构的基频过低会使反射器产生振颤。文章通过金属网反射器索网结构的模态方程,利用有限元法来分析预张力的值与模态之间的关系,得到了预张力的大小对索网模态的影响规律,索网的基频会随着预张力的减小而下降,并用算例验证了这种方法的正确性。     

基于希尔伯特-黄算法瞬时测频的DSP实现

文章阐述了希尔伯特-黄瞬时测频技术的基本原理,介绍了希尔伯特．黄瞬时测频算法的DSP软件实现,包括系统软件设计框架介绍、子系统任务划分、DSP／BIOS的应用、BOOT模块、数据处理模块和HPI模块等内容,并给出了实际系统的性能分析。     

遥测伪周期时间序列子序列异常检测算法

针对现有异常检测算法用于伪周期时间序列异常序列检测时易造成误差累积,导致序列周期与特征值上显著差异的不足,文章以卫星遥测伪周期时序数据为对象,综合两种常规分段方法的优势,提出了最大周期窗宽内基于极值的模式子序列分段算法。在此基础上,给出了一种基于均序列动态生成模型的子序列异常检测方法（AnomalySubsequenceDetectionmethodbasedonOptimizedSequenceModel,ASD_OSM）,并采用2次四分位距准则（DoubleQuantilerangescriterion,2Q准则）设置距离检测门限阈值,将超出阈值的序列判定为异常序列。某航天器传感器遥测子序列异常检测试验结果表明,提出的检测方法能够有效减少漏判,提高卫星遥测伪周期数据异常序列检测的准确性。     

基于FFT含有饱和环节的非线性等效系统的方法研究

基于快速傅里叶变换(FFT)方法,对系统的输入和输出信号进行快速傅里叶变换,对含有高次谐波的输出信号进行滤波,得到期望主频率的傅里叶频谱,然后进行傅里叶反变换,求得在各主频率下的幅值和相位.利用MATLAB中的非线性最小二乘拟配方法得到含有非线性环节的飞机纵向飞行控制系统的频域等效线性模型.这种方法也为含有非线性环节的飞机纵向飞行控制系统的飞行品质评估提供了一种可行的方法.     

加速度计频率特性分析

针对系统振动试验中加速度计暴露出的故障现象,从加速度计的具体结构、传递函数等部分进行了分析推导和理论计算,分析了加速度计的频率特性,为产品试验、使用和改进提供了参考依据。     

子带自适应阵列处理的实现与性能分析

针对空频自适应滤波处理中节拍样点两端的输出信干噪比急剧下降的问题,建立了子带自适应阵列处理与空时自适应阵列处理等效关系的数学模型,指出了变换正交基函数的影响,提出利用时频分析特性优良的小波包变换取代傅立叶变换形成新的子带自适应阵列处理,减少子带间的频谱混叠,从而提高系统节拍样点两端的输出信干噪比。对基于不同窗函数的空频自适应处理和基于小波包变换的子带自适应处理进行了性能仿真,验证了小波包相对于加窗空频自适应处理的优越性。     

星载SAR椭圆轨道全零多普勒导引方法研究

多普勒中心频率在星载合成孔径雷达（SAR）成像中,直接影响方位向的模糊度及图像的定位精度。全零多普勒导引方法通过调整偏航角和俯仰角,使多普勒中心频率为零,但现有方法都导致残余多普勒中心频率较大。文章利用椭圆轨道下多普勒中心频率的表达式,将多普勒中心频率分为仅与俯仰角相关部分,以及与俯仰角和偏航角都相关的部分,令两部分分...     

基于飞秒光学频率梳的双通道光频测量设计

基于差频技术的单块飞秒光学频率梳被广泛应用于光频的精密测量领域。通过将飞秒激光的重复频率和载波包络相移同时锁定至原子钟上,可以将飞秒光学频率梳的稳定状态延长至9 h。文中提出了一种基于飞秒光学频率梳的双通道光频测量设计,并且针对两种待测光频的不同情况,给出了不同的测量方法。这种设计对将来实现高效率的光频测量具有重要意义。     

CubeSail: A low cost CubeSat based solar sail demonstration mission

CubeSail is a nano-solar sail mission based on the 3U CubeSat standard, which is currently being designed and built at the Surrey Space Centre, University of Surrey. CubeSail will have a total mass of around 3 kg and will deploy a 5 × 5 m sail in low Earth orbit. The primary aim of the mission is to demonstrate the concept of solar sailing and end-of-life de-orbiting using the sail membrane as a drag-sail. The spacecraft will have a compact 3-axis stabilised attitude control system, which uses three magnetic torquers aligned with the spacecraft principle axis as well as a novel two-dimensional translation stage separating the spacecraft bus from the sail. CubeSail’s deployment mechanism consists of four novel booms and four-quadrant sail membranes. The proposed booms are made from tape-spring blades and will deploy the sail membrane from a 2U CubeSat standard structure. This paper presents a systems level overview of the CubeSat mission, focusing on the mission orbit and de-orbiting, in addition to the deployment, attitude control and the satellite bus.