基于FPGA芯片的音乐存储与回放系统实现

采用现场可编程门阵列FPGA芯片和VHDL硬件描述语言,以及层次化的自顶向下工程设计方法,实现了一个由数控分频器和四位拨码开关控制的可进行乐谱存储及演奏存储与回放的系统,研究表明,采用FPGA实现音乐存储与回放演奏系统是可行的,为各类多媒体大容量语音芯片系统设计开辟了一条新的技术方法.     

基于GPS的FAST望远镜馈源平台自动测量控制系统

500m直径大射电望远镜(简称FAST望远镜)的跟踪观测是由馈源的空间运动来实现,因此馈源在搜索运动过程中要保持很高的稳定性。就馈源平台自动控制系统对位置和姿态测量精度要求进行分析,提出了采用实时动态技术和全球定位系统(GPS)姿态测量技术进行馈源平台的实时监控,以实现整个FAST望远镜对宇宙射电源的自动化跟踪。介绍了GPS时实动态姿态测量原理和FAST监测系统的构成,以及姿态测量的数学模型和解算方法。该方法在50mFAST馈源模型上试验得到馈源平台中心点位精度为5.65mm、姿态精度0.345°可以满足FAST望远镜一次支撑的精度要求。     

下肢康复训练机器人

下肢康复训练机器人能够使患者模拟正常人的步伐规律作康复训练运动，锻炼下肢的肌肉，恢复神经系统对行走功能的控制能力，达到恢复走路机能的目的，该机器人由步态控制系统、姿态控制系统、重心控制机构等部分组成，介绍了下肢康复训练机器人的总体结构、计算机控制原理以及由PWM实现的I／O接口电路。     

基于dSPACE的卫星控制实时仿真系统设计

为满足某在研大型挠性卫星计算机在回路中的仿真需要,利用dSPACE多处理器系统设计了卫星姿态和轨道控制实时仿真系统。介绍了该系统的软、硬件构成。以星载计算机与惯性基准单元串口通信为例,重点介绍了采用RTI模块、Simulink和Stateflow,实现该实时系统的串口通信建模方法。在星上自主模式下,对该实时系统进行了实时仿真。仿真结果证明了设计的卫星姿态和轨道控制实时仿真系统和串口通信接口模型的有效性。此方法对dSPACE实时仿真系统在航空航天领域的工程应用具有参考价值。     

编队小卫星相对位置和相对姿态解算模型与精度分析

介绍了编队小卫星无线电相对位置姿态的测量方法，分别采用点估计法和随机滤波法建立了相对位置和相对姿态解算的数学模型，通过仿真给出了两种求取相对位置和相对姿态算法的解算精度。仿真表明，综合使用两种解算方法，可以提高相对位置和相对姿态的测量精度。     

融合倾斜仪数据的盾构姿态严密解算模型

推导了倾斜仪与盾构的严密标定模型;将倾斜仪采集的双轴角度数据视为平面点云,推导了倾斜仪角度数据的稳健估计方法;在前述模型方法的基础上,利用最小二乘配置方法建立了倾斜仪与棱镜数据融合的严密联合解算模型.最后,通过试验对上述模型方法进行了分析验证.结果证明,提出的盾构姿态解算模型正确可行.     

基于声源定位的头部姿态检测系统研究与实现

研究了声源定位技术在鼾声检测上的应用,主要研究鼾声的声学特性、声源定位技术原理,并利用声源定位技术对人体打鼾时头部姿态进行识别.采用广义互相关函数法对多路声音采集系统采集到的鼾声信号进行延迟估计计算,根据得到的相对时延信息进行声音定位,结合定位信息和朝向信息推断出当前受试者打鼾时头部姿态.采用数据采集卡进行高速信号采集,使用虚拟仪器Labview进行信号处理和算法实现,实验中受试者以不同头部姿态在该系统监测下模拟打鼾,通过该系统检测头部姿态,综合判断正确率达到80%.     

采用同步挤压小波变换的人体运动姿态分析

针对人体运动的雷达回波信号特征复杂、不同运动姿态微多普勒频率差异小、难以区分精细特征的问题,提出了一种采用参数可调的同步挤压小波变换(SSTAP)的人体运动姿态分析方法。首先根据实测人体运动数据构建人体运动模型及其雷达回波模型;然后利用SSTAP方法对人体运动模型雷达回波信号进行分解,获得人体各主要部位的时频特征;再通过调整同步挤压小波变换的2个参数获得人体整体回波信号的具有最佳时频分辨率的时频特征,进一步与各部位的人体时频特征比较获得了人体运动姿态的信息。实验结果表明,相比广义S变换(GST)、小波变换(WT)等时频分析方法,基于参数可调的同步挤压小波的人体微多普勒分析结果更加清晰精细,更能反映人体微运动的特征,其微多普勒频率的分辨率比GST、WT分别提高了17%和14%。     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.     

航天器大角度姿态机动的自适应滑模控制

针对航天器大角度姿态机动过程中的严重非线性、航天器惯量的不确定性及外界干扰,提出了自适应滑模控制律.利用修正罗德里格参数建立航天器的数学模型,能克服欧拉角的奇异性和四元数约束条件的限制.选择一类滑模面,基于Lyapunov函数方法推导出控制律和自适应律,使控制律完全独立于对象的参数.理论分析及仿真结果表明,该控制律对航天器惯量不确定性和外界干扰有较强的鲁棒性,并且是全局渐近稳定的.