DS／SS信号检测与估计的性能

直接序列扩频信号 (DS/SS)广泛应用于卫星通信等领域 ,由于它的信噪比往往很低 ,给电子侦察带来了很大的困难。结合目前的研究进展 ,综述了用于直扩信号检测和估计的几种主要方法 ,简要阐述了它们的特点和适用性 ,并给出了对比仿真试验的结果     

美国新型热电材料性能跨越重要里程碑

据中国科技部网站2012年10月30日消息，热电材料把热能直接转化为电能，是人类梦寐以求的理想材料。理想的热电材料应具有较高的热电势、电导率和较低的热传导系数。由这三个指标加上热源温度形成了衡量热电材料品质的热电优值（ZT）。一般认为ZT达到2．0以上方有实际应用价值，但过去热电材料的最高ZT只有1．6～1．8。     

高温下LD用于视频直接调制传输产生的信号劣变分析

文章结合在实际工作中所观察到的使用直接强度调制的PFM9603光发射机传输电视基带信号出现的故障现象，综合出现故障时的工作环境和自然条件，根据半导体激光器在不同温度条件下P—I曲线和阈值电流变化的原理，定性分析和解释较高温条件下（〉25℃）LD用于视频信号直接调制传输所产生的信号劣变。     

舰载机人工进场着舰精确轨迹控制技术

进场着舰精确轨迹控制是舰载机设计的难点和关键技术之一。首先，对舰载机人工进场着舰轨迹及精确轨迹控制的应用需求进行了讨论，指出其必要性和直观的有益效果；随后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制的演变过程、发展趋势及涉及的等角下滑航迹率控制技术、进场动力补偿技术、直接力控制技术、DP（Delta flight Path）控制技术等关键技术；最后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制对减轻驾驶员操纵负担、降低触舰点分散度、减小触舰载荷等方面的收益。研究工作对舰载机的精确轨迹着舰控制系统设计具有一定的工程指导价值。     

一种基于多操纵面控制分配的IDLC人工着舰精确控制方法

传统舰载机采用纵杆控制迎角,油门杆控制下滑的着舰控制方式存在着操纵通道功能耦合,航迹与姿态耦合,着舰精度不高等多种不足。受舰尾流扰动、航母甲板运动等不利因素的影响,飞行员需要进行高频次的下滑修正操纵,身心负担极重。针对这一问题,在对美军魔毯技术（MAGIC CARPET）系统构成与着舰过程分析的基础上,针对三翼面布局飞机提出了一种基于多操纵面控制分配的综合直接力控制（IDLC）人工着舰精确控制方法。仿真分析表明：基于特征结构配置（EA）解耦设计直接力着舰控制方法能够实现飞机纵向运动长周期模态与短周期模态的解耦、油门通道与纵杆通道的解耦,具有抑制舰尾流扰动、稳定飞机下滑状态、减小操纵负担的功能;而基于多操纵面控制分配的设计方案通过鸭翼正偏增升,不但充分发挥了三翼面布局飞机气动舵面增升控制的优势,还减小了平尾配平出舵量,在一定程度上减小了平尾上偏所带来的升力损失。     

基于单个长基线干涉仪的运动单站直接定位

针对以往单站无源定位系统中采用的多通道干涉仪或阵列测向系统复杂、易受通道间幅相不一致性影响等缺点,提出了一种基于信号子空间分解的运动单站单个长基线干涉仪(LBI)直接定位(DPD)方法。该方法采用量子粒子群优化(QPSO)方法获得定位初值,再利用Newton迭代方法得到精估计值。仿真结果表明:增加观测器的机动性,可对辐射源实现快速无模糊的定位;定位性能在较高信噪比(SNR)下可接近定位误差的克拉美-罗下限(CRLB),在低信噪比下优于多通道干涉仪仅测角(BO)和长基线相位差变化率定位方法。     

两种用于NS-DSMC耦合方法的连续失效参数对比

NS-DSMC（Navier Stokes-Direct Simulation Monte Carlo）耦合方法是计算连续-稀薄跨流域流动的主要方法,应用过程中如何确定连续流域和稀薄流域的界面是此方法的关键问题之一,界面位置通常通过连续失效参数来判定.为合理选择连续失效参数,对目前广泛使用的两种连续失效参数Kn_Q和B参数进行了理论上的分析和比较,表明虽然他们建立的出发点不同,但在数学形式上具有一定相似性.通过圆柱绕流问题的数值试验进一步验证了两种连续失效参数具有一定对应关系.Kn_Q和B两种连续失效参数在NS-DSMC耦合方法中应用效果相差不大,但Kn_Q 的阈值0.05适用范围较广,而B参数的阈值对不同流动问题会有变化.      

考虑运动副间隙的剪式线性阵列可展结构动力学分析

为了精确研究剪式线性阵列可展结构的动力学性能,在该机构的运动副中引入间隙,通过含间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型。基于Gonthier接触力模型和修正的Coulomb摩擦力模型分别计算了含间隙转动副元素之间的法向与切向接触力。进一步把该接触力转换到间隙运动副所联接的杆件与滑块的质心处,并将其集成到剪式可展结构动力学模型的广义力中,从而成功地将关节间隙效应引入到可展结构中。采用一种新的违约校正法直接对系统的坐标和速度进行修正,避免了数值结果的发散并可确保将违约控制在给定的精度范围内。通过数值分析预测了运动副间隙对剪式线性阵列可展结构动力学性能的影响,为研究可展结构的运动精度和机构设计提供了参考和依据,拓展了间隙碰撞模型的应用范围,有利于工程实际应用。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

一种利用地球敏感器的星光导航方法

针对直接敏感地平的红外地平仪-星光导航系统精度低的问题,提出通过建立扁率误差补偿函数,研究扁率引起的姿态角测量误差;建立地心矢量的姿态角误差模型,通过修正地球扁率误差来补偿姿态角,对卫星施加姿态偏转指令调整地心矢量偏移。同时基于SODERN地球红外辐射模型,考虑红外辐射强度随纬度和季节的变化建立真实红外辐射曲线,通过滤波算法获得精确的地球切线边缘的量测信息,提高红外地平仪测量精度。仿真结果表明,该方法有效提高了基于红外地平仪的星光导航定位方法的可靠性和精度,导航位置误差能达到500m左右,较原有系统提高3倍以上。