信号的角度调制原理

角度调制是用调制信号去控制载波信号角度(频率或相位)变化的一种信号变换方式,可以分为频率调制(FM)和相位调制(PM)。信号经过角度调制后,频谱结构将发生变化。     

MEMS惯性高度尺测量精度分析

研究了基于微电子机械系统(micro-electro-mechanical systems,MEMS)的惯性导航系统的短时相对高程测量精度,设计了“惯性高度尺”算法,进行了桌面测高和楼层测高两个验证性实验。分析了不同运动条件和运动时间下“惯性高度尺”的测高精度。基于零速修正技术提出了一种分段测量的方法。实验结果表明,桌面测高可实现毫米级精度(相对误差0.17%),楼层测高可实现多层厘米级和单层毫米级测量精度(相对误差分别为0.22%,0.06%)。测量误差与载体的姿态动态和运动时长成正相关。实验验证了MEMS惯导用于高度测量具有较高可行性,稳定的运动条件和较快的测量时间能够提高测量精度。     

基于扩张状态观测器的反预警滑模制导律

针对预警机的特殊作用,提出了利用临近空间高超声速飞行器的高度优势与速度优势,对预警机实施打击的概念,设计了反预警的制导律。针对预警机的机动,将其视为外在扰动,利用扩张状态观测器将其扩张为一个新的状态量,并对此状态量进行实时观测,将其补偿到制导指令中,有效解决了拦截末端需用过载过大的问题;同时对攻击目标时的落角进行约束,设计了带有落角约束的滑模制导律。将所设计的制导律与传统的弹道成型制导律作对比,结果表明,在飞行末段,滑模制导律具有更小的过载与视线角速度,相比传统弹道成型更具优势。     

大入射余角CFAR检测器

雷达在大入射余角高分辨率海杂波背景下检测时,等效后向散射面积增大,大部分海杂波能量投射到少数距离单元,能量分布不均,出现功率突然增大的杂波“异常单元”,导致检测器参考窗口所处的背景环境复杂多变,传统检测器检测概率降低,虚警率及误检率增加。为解决此问题,通过参考滑窗单元的协方差矩阵构造正定矩阵,求解其矩阵范数用以估计杂波功率水平,并采用支持向量机改进传统恒虚警率(constant false alarm rate,CFAR)检测器,得到基于正定矩阵杂波功率估计训练支持向量机的改进CFAR检测器。实验结果表明,新检测器在均匀杂波、多目标环境下检测性能稳定,在杂波边缘的虚警控制能力良好。     

天宫一号基于控制力矩陀螺的智能多模自适应姿态控制系统设计与验证

天宫一号是目前我国在轨运行的体积最大、重量最重的载人航天器.它具有变构型、变参数的特性,采用控制力矩陀螺系统和喷气推进系统实现高精度、高稳定度姿态控制.本文通过对天宫一号控制对象参数缓变和跳变相结合特点的分析,规划了高可靠灵活的控制策略,设计了智能多模自适应姿态控制系统.利用智能控制中规则集设定多模自适应控制的指标切换函数分配,利用多模自适应控制算法建立多模型控制器实现不同控制对象,不同控制任务的姿态控制.天宫一号通过地面测试和物理仿真试验,最后发射在轨运行,与神舟八号、神舟九号、神舟十号载人飞船圆满完成交会对接任务,充分验证了姿态控制系统设计的正确性和有效性.该设计方法在解决大型航天器变构型、变参数组合体姿态控制方面有突出优点,在未来的载人航天领域空间站建设具有应用前景.     

实验检验累积前景理论

累积前景理论是前景理论的改进版本.前者使用CE范式对美国被试进行研究,得出如下几点结论:(1)人们的风险态度呈四分模式;(2)概率中大时,得时的风险回避比失时的风险寻求更明显;(3)价值函数的指数、权重函数的指数都小于1.采用相同的范式对中国被试进行考察,发现:(1)仍适用;(3)并不总是适用;(2)总是并不适用.     

滞空状态下超小型旋翼机系统的姿态模型辨识

采用机理分析和系统辨识相结合的方法,以直升机机体和伺服小翼的力矩平衡方程为基础,根据滞空状态的特性,建立含有未知参数的超小型旋翼无人机姿态模型,由飞行数据采用预测误差法(PEM)对上述姿态模型进行了辨识,从而得到了完整的滞空状态下超小型旋翼机系统的姿态模型,最后验证了辨识模型的正确性。     

基于对偶四元数的航姿系统姿态更新算法研究

以微小型捷联航姿参考系统为研究对象,建立基于对偶四元数的导航系统姿态更新解算参数模型。该方法区别于描述刚体纯旋转变换的四元数方法,将载体系与地理系之间坐标转换的旋转与平移过程进行统一、融合,通过建立最小方差目标方程,求解最优的姿态更新矩阵。构建Kalman滤波方程,最终确定载体姿态,航向角实时信息。仿真表明,对偶四元数所建姿态四元数误差的均值与均方差均小于0.002。Kalman滤波器构造符合实际系统要求,在传感器测量精度有限的情况下,可使俯仰角、横滚角、航向角误差分别减小到0.1°,0.1°,0.2°。     

一种改进的TRIAD飞行器姿态确定方法

为了提高飞行器姿态测量精度和简化姿态确定的复杂性,提出了一种基于加权矢量和的TRIAD飞行器姿态确定算法。该算法基于TRIAD姿态确定原理,通过对观测矢量加权求和的方式以获得一个较传感器观测矢量更精确的矢量,并以此矢量作为TRIAD算法的基准矢量,然后运用TRIAD算法进行姿态计算。仿真结果表明,这种算法获得的飞行器姿态精度优于传统的TRIAD算法,与优化的TRIAD算法精度近似,但简化了姿态确定的过程,提高了姿态确定的速度。     

一种基于独立成分分析的滚转弹姿态解算

为了获取试验弹的飞行姿态,以便为进一步的弹体飞行动力学分析及制导系统的效能评估提供依据,提出了一种基于独立成分分析(independent component analysis,ICA)的滚转弹飞行姿态获取方法。该算法使用一个双轴角速率陀螺构成滚转弹飞行姿态遥测系统,利用ICA算法对遥测数据进行处理,从而重构弹体飞行姿态。通过构造一个特殊的虚拟观测变量,即可借助于ICA算法将测量信号由弹体坐标系变换至准弹体坐标系,去除由于弹体滚转引入的信号调制效应,最终解算出滚转弹的姿态信息。仿真计算结果验证了算法的有效性。