一种基于集体检测理论的GPS直接位置估计实现方法

传统GPS导航定位解算方法需要事先成功捕获、跟踪并实时获取多颗卫星的伪距测量,不适用于弱信号环境下卫星信号无法捕获的场景。集体检测是一种将各卫星信号的相关能量非相干累加后依据极大似然准则进行直接位置估计的理论。本文基于A-GPS提供的先验信息,提出了一种实现集体检测的具体参数估计方法和搜索策略,并基于真实GPS弱信号验证了算法的实际性能。实际试验表明,本方法与信号是否成功捕获和跟踪无关,适用于弱信号等环境下的定位解算。     

高超声速气流非结构化网格DSMC算法研究

高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对“火星探路者号”（Mars Pathfinder）探测器的Ballute减速装置在地球大气层和火星大气层中的高超声速飞行进行了数值模拟,计算得到了流场的温度分布、探测器壁面的热流密度分布,分析表明稀薄气体热化学非平衡态对飞行器流场有影响。将仿真结果与NASA兰利研究中心的计算结果作了比较,二者吻合很好。研究结果可用于飞行器热防护设计。     

基于直接频谱法的相位噪声测试方法研究

介绍了用频谱仪直接测量微波信号相位噪声的方法。给出了频谱仪测试的步骤、测试参数设置和测试结果修正。比较了直接频谱法和正交鉴相法的测试结果。讨论了相噪测试中的注意事项。     

展向行波状Lorentz力的波数对壁湍流控制的影响

展向行波状Lorentz力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力。为了解行波波数在壁湍流控制中的影响,并进一步揭示该方法的减阻机理,本文利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟（DNS）,对槽道湍流的展向行波状Lorentz力控制和减阻问题进行了研究,讨论了展向波数kz对近壁流动及壁面阻力的影响。结果表明,当展向行波状Lorentz力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制。Lorentz力的展向波数对流场调制效果具有显著影响。通过波数的选择,引进新的涡结构,可以调制条带结构的展向间距与强度,影响近壁流体的湍流猝发活动,从而调制壁面摩擦阻力的大小。     

直接频率合成器相位截断杂散的抑制方法研究

分析直接频率合成器相位截断误差引起杂散的原因,给出抑制杂散的方法。在一般杂散抑制方法的基础上,给出两种新的实现方案。一种是增加少量资源消耗,使得性能大幅提高;另一种则无需任何额外资源,但性能将微弱下降。仿真比较这两种新方案的性能,并分析其适用范围,对实际应用具有一定的指导意义。     

基于DMA的USB设备驱动及其动态链接库开发

用D river Stud io开发工具进行USB设备的驱动程序开发,并在VC6.0环境下编写USB设备的动态链接库,从而实现DMA传输。介绍W indows2000下的WDM驱动程序的体系结构,着重介绍基于DMA传输的USB设备驱动程序及其动态链接库的开发。     

稀薄大气下机械展开式再入飞行器气动特性研究

以机械展开式再入飞行器为研究对象,采用DSMC(直接蒙特卡洛模拟)方法计算分析了其在稀薄大气环境下的气动特性.讨论了飞行器在不同高度下的流场特性和升阻及配平特性,结果表明飞行器流场及受力特性对大气稀薄程度显示出较强的敏感性;进一步分析了连续流过渡至稀薄大气下飞行器的阻力系数,得出了随着来流Knudsen数增加,大气稀薄效应逐渐显现,传统的CFD方法已不再适用于描述流动特征的结论,同时给出了依据来流Knudsen数大小采取CFD和DSMC方法分别进行计算分析的建议.     

发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法研究

目前我院发动机使用的全轴摆动喷管摆动装置一般设计成非理想状态,导致摆角控制上由于牵连干扰而存在一定的误差,影响发动机试验中喷管的控制精度。只有通过测量发动机喷管牵连角,对另一个作动器进行牵连角补偿,才能消除发动机喷管牵连干扰。小组运用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机喷管非理想状态下牵连角直接测试方法,完成了牵连角测试。     

基于CFD的两级气动直接力控制阀静态特性

通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644 N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。     

一种级间无动力飞行时间在线自适应确定方法

针对直接入轨固体运载火箭的多约束条件,为减小飞行攻角指令大小和飞行轨迹散布,以改善火箭飞行的力热环境和减小入轨点速度损失,提出了一种根据实际飞行情况在线确定级间无动力滑行时间的数值预测方法。首先,在合理的假设下,综合考虑计算精度和计算效率,建立了无量纲化的数值预测制导模型。随后,考虑飞行过程约束和入轨终端约束,制定了级间无动力滑行时间数值预测制导策略和流程。最后,通过数学仿真,表明所提方法在满足入轨点参数及控制精度要求的情况下,大幅减小了飞行攻角指令,缩小了飞行轨迹散布,具有较好的应用价值。