基于多活性代理的多星测控调度方法

多星测控调度问题是一个具有多时间窗口、多资源约束的优化问题,其中多星测控任务调度的建模和求解算法是关键。在多活性代理理论的基础上,引入任务调度活性度概念及多活性代理活性保持的协调协商机制,建立基于活性度的多星测控调度模型,并给出一种多活性代理协调协商遗传算法。最后给出实验示例对所提出的算法进行仿真验证。仿真实验表明,所提出的基于多活性代理协商协调的模型及算法能够更好地解决多星测控任务调度问题。     

船载测控系统遥控小环误码分析与解决方案

针对某型船载测控系统中遥控设备存在遥控小环比对误码故障,在分析遥控小环接收解调机理基础上,通过模拟仿真和试验研究,建立了遥控副载波收发相位延迟与数据解调间的关系模型,提出了解决遥控小环设备误码问题的设计方案。试验结果表明,该方案对于解决船载测控系统中遥控小环比对误码问题是有效的、可靠的,降低了遥控指令小环比对错误的虚、漏概率,确保了遥控指令发送状态信息的实时监视。     

导航星座的任务重构技术研究

以COMPASS卫星导航星座为对象,研究了导航任务的重构技术。首先,对COMPASS卫星导航星座的主要性能进行了分析和仿真;其次,分析了星座中部分卫星失效后对导航性能的影响;最后,提出了分别利用在轨运行的高、中、低轨卫星及临近空间飞行器进行任务重构的方法,并对重构后的导航性能进行了仿真。仿真结果表明：提出的任务重构方法对于保证导航星座的正常运行是有效的。同时,对于研究飞行器应急测控技术具有借鉴意义。     

某起动机转速切断装置自动测控系统设计

采用高速单片机C8051F020和VNH3SP30单封装全桥电机驱动芯片控制电机上升速度并进行转速等数据采集,设计出某飞机起动机部件-转速切断装置组件地面测控系统。实际使用证明该系统能确保转速上升斜率的一致性,捕捉到的切断转速值可靠,并且工作稳定、性价比高、人机界面友好。     

小电流测量单元校准技术研究

在电子、航空航天领域及型号工程中小电流测试设备（如静电计、皮安表、源/测量单元、半导体精密分析仪等）,发挥着极其重要的作用,其电流测量分辨力达到fA级,接近其物理极限值。对这些高灵敏度、高分辨力的精密小电流测量仪器进行参数校准是一项新的计量难题。本文使用Fluke公司5440B型直流电压源和自行研制的高值电阻器,构成测试平台,可以对Keithley公司6517B型静电计（20pA～2μA电流量程）进行自动校准。软件采用Visual C++ 6.0利用校准算法对测量结果进行分析,解决了小电流测量单元校准的计量难题。     

穿刺结构参数对C/C复合材料拉伸性能的影响

采用不同间距、不同根数的纤维束穿刺成型炭纤维预制体,经进一步化学气相沉积、沥青浸渍-高压炭化致密制备穿刺C/C复合材料。拉伸性能测试结果表明,穿刺间距2.1mm、穿刺束纤维根数为12K的C/C复合材料获得高的拉伸强度,Z向拉伸强度131.4MPa,XY向拉伸强度111.3MPa;随着穿刺间距减小、穿刺丝束纤维根数增加,Z向纤维含量增加,Z向拉伸强度明显提高。穿刺C/C复合材料1800℃真空条件下的拉伸强度与室温相当,拉伸模量低于室温,延伸率高于室温;常温拉伸断口较平整,且纤维/基体间的裂纹明显,而高温拉伸断口参差不齐,纤维及基体断面粗糙,呈现出假塑性断裂特征。     

一种探月任务多窗口发射轨道设计方法

针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法：在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。     

新型非接触式径向C4D传感器优化设计

基于电容耦合式非接触电导检测(C4D)技术,设计研发了一种新型径向结构的非接触式电导测量传感器。该传感器利用串联谐振的原理,引入电感模块以消除耦合电容对测量的不利影响,扩大了测量范围,提高了测量灵敏度。同时,用仿真与实验相结合的方法对传感器的电极张角进行了优化研究。在5.0、7.5、9.1、10.2和12.0 mm 5种不同内径的管道中进行了电导测量实验,电导测量相对误差均不超过5%,实验结果表明,所设计的新型非接触式径向C~4D电导测量传感器是可行和有效的。     

Onboard orbit determination using GPS observations based on the unscented Kalman filter

Spaceborne GPS receivers are used for real-time navigation by most low Earth orbit (LEO) satellites. In general, the position and velocity accuracy of GPS navigation solutions without a dynamic filter are 25 m (1σ) and 0.5 m/s (1σ), respectively. However, GPS navigation solutions, which consist of position, velocity, and GPS receiver clock bias, have many abnormal excursions from the normal error range for space operation. These excursions lessen the accuracy of attitude control and onboard time synchronization. In this research, a new onboard orbit determination algorithm designed with the unscented Kalman filter (UKF) was developed to improve the performance. Because the UKF is able to obtain the posterior mean and covariance accurately by using the second-order Taylor series expansion through the sampled sigma points that are propagated by using the true nonlinear system, its performance can be better than that of the extended Kalman filter (EKF), which uses the linearized state transition matrix to predict the covariance. The dynamic models for orbit propagation applied perturbations due to the 40 × 40 geo-potential, the gravity of the Sun and Moon, solar radiation pressure, and atmospheric drag. The 7(8)th-order Runge–Kutta numerical integration was applied for orbit propagation. Two types of observations, navigation solutions and C/A code pseudorange, can be used at the user’s discretion. The performances of the onboard orbit determination were verified using real GPS data of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites. The results of the orbit determination were compared with the precision orbit ephemeris (POE) of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites.     

基于μC/OS-Ⅱ的串口通信在S3C2410A上的实现

文章在三星公司的嵌入式处理器S3C2410A为核心的硬件平台上,将嵌入式实时操作系统μC/OS-Ⅱ和μC/GUI在ARM9上整合实现,成功地实现了基于μC/OS-Ⅱ在S3C2410A上的双向串口通信功能。