制导工具系统误差估计的新方法

把制导工具系统误差与外弹道测量的系统误差一并考虑 ,建立了一个能同时估计制导工具系统误差和外弹道测量系统误差的数学模型 ;对环境函数的精确计算、制导工具系统误差模型对制导工具系统误差系数估计精度的影响进行了深入研究 ;最后用非线性回归模型的参数估计理论给出了制导工具系统误差系数与外弹道测量系统误差的估计及估计的精度评定 .     

基于信息等量压缩的单星星光-惯性制导原理研究

星光-惯性制导是一种复合制导体制,它能有效地提高弹道导弹的命中精度.首先建立了单星平台星光制导的测量模型与修正模型,提出了信息等量压缩的概念,研究了其基本原理.在此基础上,阐明了单星方案能够与双星方案达到同样精度的原理,为快速确定单星最佳测星方位提供了理论依据.最后分析了导航星偏离最佳星方位时的制导误差,并提出了一种补偿方法.     

月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真

着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的.     

基于弹道跟踪数据的全程试验鉴定

针对弹道式运载火箭的弹道特征,利用参数化技术建立内弹道与外弹道弹道差之节省参数模型.在此基础上,应用Bayes理论和数据融合方法,给出了一种能充分利用飞行试验数据和阵地测试数据的全程试验鉴定方法.因导弹落点可由弹道差数据及有关动力学特性折算,故落点精度鉴定可归为本文的特殊情况.与传统方法比较,本方法可充分利用全程的全部跟踪数据和各类相关试验信息,可同时给出成败型鉴定与精度鉴定的鉴定结论,并能给出鉴定结论的精度.     

神舟飞船交会对接自动控制系统设计

2011年11月、2012年6月、2013年6月相继发射的神舟八号、神舟九号、神舟十号无人和载人飞船分别与天宫一号目标飞行器成功地进行了4次自动交会对接.本文首先简要介绍了神舟飞船交会对接自动控制系统的组成和飞行阶段划分,重点对自动交会对接制导、导航和控制的设计方案和算法进行了介绍,对决定交会对接任务成败的导航精度、制导精度和控制精度进行了分析,并给出了在轨飞行验证结果.     

特征模型理论及其在火星气动捕获制导中的应用

火星探测是近年来世界范围内深空探测领域的持续热点.低成本空间运输是太空探索和开发的重要因素之一,气动力辅助变轨可降低航天飞行器的设计成本.气动捕获是气动力辅助变轨的一种方式,指的是利用行星大气产生的气动力,降低轨道能量,实现由双曲线轨道向目标环绕轨道的转移.气动捕获任务仅有一次实现的机会,可靠性要求非常高,因此对于气动捕获制导和控制的精度和鲁棒性提出了很高的要求,需要采用智能自主的制导方法.基于特征模型的制导方法具有强适应性、鲁棒性和自主性,有广泛的应用前景.本文对特征模型理论及其在火星气动捕获制导中应用的研究现状和进展进行了综述,并提出了有待解决的问题,为进一步开展相关研究提供了基础.     

基于全信息的齿轮精度评价体系

齿轮是应用广泛的关键基础件,采用三维拓扑修形是控制齿轮性能的一个普遍趋势,现有的齿轮测量技术在获取齿面三维拓扑信息方面已逐渐成熟并得到应用.但目前各类齿轮精度评价体系普遍使用基于小样本及极值法获取的各项齿轮精度指标作为评价依据,这种方式对完整评价修形齿轮的质量及工艺分析存在诸多缺陷.基于全信息的齿轮精度评价体系则以齿轮全信息为样本,使用以统计分析方法获取的更有代表性的齿轮精度新指标作为评价依据.基于全信息的齿轮精度评价体系包括用于表达齿轮全信息的3D数学模型,基于3D模型定义的新指标,以及基于选取的新指标构建的新评价指标系统.基于全信息的齿轮精度评价体系可以克服现有齿轮精度评价体系的缺陷.新体系可充分利用测量数据,对测量误差不敏感,能真实完整地反映齿轮性能,有利于对被测齿轮作出更加科学的分析和评价,有利于进行工艺系统稳定性和加工能力的分析和改善.首先介绍齿面误差的3D表达方法;然后基于齿面误差的3D表达提出了特征数据集的定义方法和基于统计的评价指标计算方法,并选取指标建立了新的齿轮精度评价指标系统.最后用仿真试验和实测试验说明新评价体系的原理和识别误差规律的效果.     

基于虚拟领弹-从弹的集群分布式协同制导技术研究

本文讨论了多导弹集群分布式协同制导的问题并设计了一种基于虚拟领弹-从弹架构的制导律用于满足攻击时间约束的要求.该分布式协同制导律是一种由基础制导指令和攻击时间误差反馈项组成的复合制导律.对于仅考虑终端攻击时间约束的场景,基础制导律为传统的纯比例导引;若同时考虑终端落角和攻击时间约束,基础制导律为基于剩余飞行时间加权的最优落角约束制导律.通过理论分析,本文证明了所设计的分布式协同制导律能够使得所有导弹的攻击时间误差在目标命中时刻严格收敛于零.对于不考虑/考虑终端角度的场景进行仿真,验证了所提出制导律的有效性.     

研磨对滚珠丝杠副精度性能影响分析

研磨常被作为最后一道工序来提高丝杠的精度和表面质量,但是现存的人工研磨方法过程复杂、效率低下,对于研磨丝杠的认知仍停留在"知其然不知其所以然"的状态.另外,滚珠丝杠副的精度保持性直接影响到自身乃至作为其配置载体的数控机床的使用寿命与性能优劣,对于研磨技术的研究,也应以提高滚珠丝杠副精度保持性为最终目标.为了进一步探究丝杠研磨方法,使用改进的丝杠滚道自动研磨磨具及工艺,在优化的研磨参数下进行试验,并对研磨效果进行评估.提出一种滚珠丝杠副精度损失计算方法,并使用已磨丝杠与未磨丝杠进行滚珠丝杠副精度损失对比试验.通过测量和计算,对比其各个阶段的摩擦力矩和行程误差,分析研磨对丝杠精度损失的影响.结果表明,研磨不仅可以提高丝杠精度储备量,对提高丝杠的精度保持性也有积极意义.     

非线性常微分方程的计算不确定性原理--Ⅰ.数值结果

在大多数解初值问题的长时间数值积分计算中很少考虑由于机器的有限精度所导致的舍入误差，利用２９种标准的数值方法，通过大量的数值试验深入考察了舍入误差的影响，发现在有限的机器精度下数值求解非线性常微分方程初值问题存在对机器精度强的依赖性（是与对初值敏感依赖性不同的一种新的依赖性）提出一种计算有限精度下数值方法的最大有效计算时间和最优步长的最优搜索法，得到最大有效计算时间和最优步长与数值方法的阶数及机器     

高精度再入返回轨道控制技术

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在预定着陆区,标志着探月工程三期月地高速再入返回任务取得了圆满成功.其中飞行器服务舱的制导,导航与控制系统以高精度的再入角和准确的返回再入速度将返回器送入返回走廊,是整个飞行任务的关键环节.本文介绍了为实现以11 km/s速度再入返回地球,解决对地球再入角和返回速度的准确度要求高的难题,飞行器服务舱的制导,导航与控制系统所采用的轮控姿态管理,喷气管理和高精度加速度计闭环轨控的组合技术.在轨实施取得了轨道控制精度小于0.009 m/s,再入角控制精度小于0.024°的控制结果,达到了再入返回轨道控制的高水平.     

基于相空间重构和Volterra的非线性寒区气温预测方法

对寒区冬季气温时间序列的混沌特性及其应用技术进行了研究.先通过0-1混沌测试法确定寒区冬季气温时间序列具有混沌特性,然后通过相空间重构,分别利用C-C算法和G-P算法确定延迟时间和嵌入维数.在此基础上,提出了一种相空间重构和Volterra滤波的寒区冬季气温预测方法.实例分析表明,提出的预测方法在预测精度、预测误差、预测效果方面均优于常见模型,证明该预测方法是可行和有效的.     

阵列误差有源校正算法及其改进

阵列互耦、幅相误差以及阵元位置误差的综合影响会严重影响MU-SIC算法的测向性能.为此,本文主要研究了由这3种误差引起的阵列误差校正问题.该文在已有的阵列误差校正算法(算法1)的基础上,给出了一种基于互耦矩阵稀疏性的阵列误差校正算法(算法2)和一种利用互耦矩阵特殊结构的阵列误差校正算法(算法3).虽然3种算法具有相同的计算模式和理论框架,但后2种算法因利用了互耦矩阵的更多性质,从而提高了参数估计精度,而对于均匀线阵和均匀圆阵而言,算法3的优势更加明显.另一方面,文中还将上述3种算法推广应用于校正源方位存在偏差的情况,它们在校正阵列误差的同时,还可以补偿校正源的方位偏差.最后,分别在校正源方位无偏差和有偏差这两种情况下,通过仿真实验分析和比较了3种校正算法的参数估计性能.大量仿真实验表明,若能尽可能多地利用互耦矩阵的特殊性质,将十分有利于提高阵列误差的校正精度.     

热释光前剂量饱和指数法测定中国古瓷器年代

利用热释光断代中前剂量饱和指数回归来测定瓷器古剂量, 测定了瓷器古剂误差为15% (±1σ), 年剂量测定误差为17% (±1σ ), 年代测定的总误差为23% (±1σ ), 这样的误差保证了古瓷器真伪鉴定的正确性. 应用结果表明, 该方法对瓷器年代的可测率在95%左右, 真伪鉴定的正确率在95%以上. 叙述了这个方法测定瓷器古剂量的原理和方法, 介绍了39件中国历代瓷器样品热释光年代测定结果和测量中的各项数据.     

形位误差对半球谐振子频率裂解的影响

半球谐振子是半球谐振陀螺(hemispherical resonant gyroscope, HRG)最重要的部件,其加工时引入的形位误差是造成其频率裂解并最终影响HRG精度的主要因素.本文通过优化网格划分方法建立理想半球谐振子有限元模型,大幅提升了仿真模型精度,分析了厚度误差、中径误差、端面误差、相对位置误差等各类形位误差对谐振子频率裂解的影响规律,利用滤波与同心处理从圆度测量数据中提取谐振子厚度差信息,同时采用白光干涉子孔拼接技术获取半球端面全口径面形,结合离子束加工技术验证了球壳厚度与端面面形度误差对半球谐振子频率裂解的影响,为进一步提高半球谐振子加工性能提供理论与技术支撑.     

月地高速再入返回飞行器陀螺在轨自主标定技术研究及实现

针对包含非正交安装陀螺的捷联惯导平台轻量化自主对准问题,建立了非正交陀螺组误差模型,提出一套基于最小二乘法的标定算法和地面试验验证方法,在计算能力受限的情况下完成了高精度在轨标定.地面数学仿真和试验验证结果表明,该方法与扩展卡尔曼滤波法精度相当,计算量却大幅减小.在此基础上,通过对标定算法进行逻辑设计,实现了在轨多组陀螺同步容错和标定.该方法已成功应用于探月工程三期月地高速再入返回飞行器的实际飞行,实现了2套惯性导航平台的高精度初始姿态同步对准.     

热红外双通道差分模型交叉定标

通过对水体目标热红外辐射传输方程进行推导和变换,建立热红外双通道交叉定标差分模型,克服辐射传输模拟法定标过程中不能真实反映成像时大气条件的不足,提高定标精度.地表、大气和表观能量解析表明,待定通道表观亮温是参考通道表观亮温的差分组合,差分模型避开了成像时大气分层温度和密度状态的影响,唯一需要考虑的是水汽吸收的影响.通过对742条中纬度TIGR大气廓线数据（柱水汽含量范围0～5×103atmcm）的拟合误差分析表明,当参考通道和待定通道观测天顶角在30？以内时,差分模型对水汽含量大小并不敏感,最大误差在0.2K以内,40？以内时最大误差在0.3K,50？以内时最大误差在0.6K,当超过50？时误差不确定性增加,因此差分模型最佳观测角度在30？以内而不要超过50？.青海湖场地替代定标结果作为真值的精度验证表明,以MODISB31,32作为参考通道对IRSB08通道进行的差分模型交叉定标精度与场地替代定标精度一致,差分模型可以作为在轨传感器一种高精度和高频率的替代定标和真实性检验的手段.     

日照温度对大型射电望远镜轴角测量误差的影响及修正方法

指向精度是大型射电望远镜的关键指标之一,长时间观测表明日照引起的温度梯度会严重影响大型射电望远镜轴角的测量误差,导致指向精度恶化.以国家天文台密云站50 m射电望远镜为主要研究对象,通过有限元分析计算了天线座架不同部位热变形引起的轴角测量误差,对误差产生的主要原因进行了研究.进行了天线座架温度和轴角误差测量实验,表明轴角测量误差与日照温度梯度存在非常强的相关性,相关系数达到76%～99%,验证了仿真计算结果的正确性.根据仿真计算、验证实验的分析结果,提出了基于天线结构温度梯度测量的轴角测量误差修正方法.本文为大型射电望远镜的结构设计、降低结构温差措施和指向误差的精确修正等提供了理论和实验依据.     

基于通信卫星的共视授时方法

中国区域定位系统(CAPS)通过租用多颗GEO通信卫星上的转发器资源,可在中国区域实现定位、授时和测速服务.本文提出一种基于通信卫星的共视授时方法,该方法利用CAPS系统的通信卫星以及测定轨站资源,通过导航电文发播基准站授时偏差模型参数,用户通过单向接收卫星信号结合从电文中解调计算得到授时偏差数据,改正单向授时结果,实现共视授时.该方法精度优于5 ns,是目前精度较高的实时授时方法.用户只需单向接收CAPS授时信号,不需要事后数据交换,可以实时获得服务.本文详细介绍了基于通信卫星的共视授时原理,并搭建试验系统,测试验证提出的CAPS共视授时性能.西安-喀什、西安-三亚两长基线的试验结果表明CAPS单星共视授时精度优于GPS单星共视结果, CAPS共视授时可为用户提供优于5 ns的高精度授时服务.     

量子传感与测量领域国际发展态势分析

作为量子信息技术的重要发展方向之一,量子传感与测量可实现跨越式的超高精度测量,并在特定环境抵御噪声干扰,在地质勘测、空间探测、惯性制导和材料分析等重要领域具有广阔的发展和应用前景.本文梳理了近年来欧美等主要科技强国在该领域的重要战略规划与项目部署;并就量子传感与测量五大子领域的发展现状与趋势进行深入分析;最后,对我国提...