简介：针对风场对临近空间伪卫星导航精度影响的问题，提出伪卫星抗风场干扰自主导航算法，以提高伪卫星的导航精度。首先，将风场模型加入伪卫星SINS/CNS/SAR组合导航的量测模型中，建立风场干扰下的SINS/CNS/SAR组合导航系统模型；然后，设计自适应UPF非线性滤波算法，将该算法用于SINS/CNS/SAR组合导航解算中，分别在考虑风场干扰和不考虑风场干扰的情况下，利用UKF、UPF和自适应UPF算法对临近空间伪卫星组合导航系统误差进行估计。仿真结果表明，在考虑风场干扰的条件下，提出的自适应UPF算法在东向、北向和天向的速度误差均控制在±0.21m/s以内，误差大小分别是现有的UKF和UPF的1/5和1/3。该算法能有效抑制风场对导航解算精度的影响，提高伪卫星的定位精度。

简介：直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法，该方法简单可靠，易于实现，但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限，地球敏感器精度较低，因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备，当航天器在轨运行时，星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合上述两种方法的特点，提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道动力学模型基础上，引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分，并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型，将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法，通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析，结果表明所设计方法提高了系统定位精度62．8％和速度精度63．9％，增强了系统可靠性。

简介：研究了一种利用里程计与车辆运动约束条件来辅助车载惯导系统进行动基座高精度自主式对准的方法。利用里程计输出与惯导姿态输出进行航位推算,将航位推算获得的速度信息与惯导输出的对应信息相减作为量测之一;利用车辆运动约束条件,将惯导速度输出沿车体横向、垂向的投影作为量测之二;选取惯导系统误差与里程计误差作为系统状态,采用卡尔曼滤波设计动基座高精度对准算法。仿真结果表明,在载车行驶条件下,该方法的东向、北向失准角估计精度分别达到0.21′、0.25′,天向失准角的估计精度达到2.16′。

简介：采用高精度格式求解二维Navier-Stokes方程研究超声速射流与同向超声速后台阶流动相互作用的流场基本结构及规律,分别应用5阶WENO格式、6阶中心差分格式离散对流项和黏性项,时间推进采用3阶Runge-Kutta格式,并应用消息传递接口(messagepassinginterface,MPI)非阻塞式通信实现并行化.分别研究了超声速后台阶流动、超声速射流的基本结构特征,以此讨论和分析超声速后台阶流动/射流相互作用的特征,以及不同来流条件对波系结构、涡结构、剪切层、膨胀扇等的影响,尤其是来流剪切层和射流剪切层的相互作用,形成复杂的波系结构及相互干扰的流动现象.

简介：基于传统小卫星对轨道和姿态参数确定采用分别计算的复杂模式,提出了一种利用地磁场和天文信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法.首先通过分析小卫星轨道动力学J2模型和卫星姿态动力学模型,建立系统状态方程.其次将三轴磁强计与地磁场模型参考值的矢量作差,分析微分差值与状态变量的数学关系,建立定位/定姿观测方程.利用星敏感器提供的高精度姿态信息,建立定姿观测方程,同时利用星敏感器间接敏感地平观测折射恒星,建立定位观测方程.最后提出基于信息融合的先进滤波算法,并通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,论证所设计一体化方法提高了系统定轨/定姿的精度和可靠性.

简介：在飞行器的气动外形优化设计中，参数化方法和优化算法具有十分重要的作用，对优化的计算时间、设计空间的数学特性有着深刻的影响．类别形状函数（classandshapetransformation，CST）方法是一种简洁高效的参数化方法，但对于复杂曲面很难使用统一的CST方法进行拟合．文章首先介绍了CST方法的三维实现，分析了其数学性质，提出了分块CST参数化方法，保留CST方法的特性，实现了分块曲面之间的光滑连接．针对气动外形优化设计的复杂情况，需要根据具体的飞行任务提出设计目标，并处理不同目标的矛盾问题．其次采用Pareto策略自动寻找最优方案集，并基于分块CST参数化方法、遗传算法和气动力快速计算方法，对类乘波翼身组合飞行器进行了优化设计，并改变原有问题的设定条件优化得到了全新外形．研究结果表明分块CST方法参数少，精度高，Pareto策略处理多目标准确有效，是气动外形优化设计中非常有用的工具．

简介：为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO2及H2O分子在4.3和2.7μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3μm辐射强度及稳定性均高于2.7μm.

简介：在双轴旋转式SINS中,惯性元件常值漂移误差对系统的影响可以得到调制,但安装误差和标度因数误差对系统的影响无法得到调制,同时这些误差会与旋转角速率耦合,引起速度锯齿波等误差从而降低了系统的各项性能指标。为了减少这种影响,分析了光学陀螺双轴旋转式SINS误差传播特性,利用奇异值分解法对系统的可观测程度进行了分析,经分析,与转动轴相关的安装误差和标度因数误差的可观测度较好,据此设计了系统的自主标定方案及滤波算法,进行了数字仿真和半实物仿真验证试验。试验结果表明,利用设计的自主标定方案,在1h内能估计出转轴上两个陀螺的标度因数误差及与转轴相关的四个安装误差,估计精度能达到95%以上。导航试验验证表明,利用自主标定的参数,相对于传统标定方法,使系统定位精度提高了20%。

简介：针对单一图像源下目标跟踪精度不高的问题，利用跟踪状态下的目标存在于可见光与红外图像中的特征对连续自适应均值移动跟踪算法做出改进。首先选取可见光图像的“颜色梯度背投影”作为改进的目标模型，选取红外图像的“灰度梯度背投影”作为改进的目标模型；然后根据可见光序列图像和红外序列图像各自进行连续自适应均值移动跟踪算法得到的对应的口‘系数判定两种图像跟踪的效果，对两种图像的权重进行自适应调整，得到这两种图像的特征级融合图像和跟踪结果。实验结果表明，对于320像素×240像素的可见光和红外图像，基于可见光与红外图像特征融合的目标跟踪算法在复杂背景下能够较准确的跟踪目标，目标跟踪精度为0．5像素，跟踪速度为30～32ms／帧。

简介：移动机器人的目标检测要求其对特定的静止或运动物体进行运动分析及检测。以Voyager-III移动机器人系统为研究对象，实现非理想光照下，对橘红色目标足球的运动检测。提出在传统三帧差分法基础上，先利用Markowitz投资组合模型进行足球目标的特征提取，将场地非感兴趣的目标中，出现全部像素值发生变化的目标去除，再进行图像帧间差分。利用CCD摄像机对比赛环境中足球的运动轨迹进行录制，选取具有代表性的各帧视频图像、Markowitz算法优化后的差分图像和跟踪图像，结果表明跟踪图像不含非目标物的干扰，克服了差分图像存在空洞的问题，为移动机器人提供了一种实用的运动目标检测方法。

简介：光学目标模拟器是光学成像制导仿真系统中的关键设备之一。本文在介绍圆弧导轨式和框架式两种光学目标模拟器机械结构方案的基础上，详细分析了框架式机械结构的诸多优点。最后，总结了框架式目标模拟器研制中的一些关键技术

简介：针对近圆轨道编队卫星,提出了一种仅需要地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航滤波方法,利用星间相对测量与偏航姿态运动的弱相关性,解决了欠偏航量测下的相对位置估计以及三轴姿态确定问题。可观性分析证明了该方法的可行性及对编队构型参数的适应性。大量仿真表明,对于绕飞和伴飞构型,该方法均收敛,性能特性与理论分析一致。针对当前典型的地平仪与星间测量能力,相对位置滤波精度均优于2m（3σ）,绕飞构型偏航姿态精度优于1.0°（3σ）,伴飞构型偏航姿态精度优于0.5°（3σ）,是对中等精度编队卫星配置简化的有益探索。

简介：针对星敏感器地平仪联合自主定轨算法在工程中不易应用及工程应用中定轨精度较低等问题,提出了一种改进的自主定轨算法。第一,调整算法观测量,利用惯性坐标系下地心矢量替代星光角距值作为Kalman滤波方程的观测量,以适应卫星星敏感器标准输出;第二,在算法中加入敏感器误差处理环节,包括对敏感器的常值误差进行求取,从而实现对地心矢量测量值的修正,以及用抗野值方法对尖峰噪声误差进行处理,从而消除尖峰噪声对Kalman滤波定轨算法的影响;第三,采用无迹Kalman滤波算法将具有新的观测量与敏感器误差处理环节的改进的天文导航算法加以实现。通过某在轨中轨道卫星数据校验表明,改进后的自主定轨算法定轨精度在千米量级,可在工程中有效实施。

简介：对于具有一定机动能力的弹道式再入目标跟踪问题,稳定性好、鲁棒性强、收敛精度高的估计方法是保证跟踪精度的关键。针对再入运动模型和测量体制的强非线性以及目标机动引起的滤波精度下降问题,提出一种将强跟踪滤波（STF）和基于三阶球面-向径容积规则的容积卡尔曼滤波（CKF）相结合的强跟踪-容积卡尔曼滤波（STCKF）。通过将强跟踪算法中的自适应渐消因子引入到滤波时间更新和测量更新方程中,在线实时调整滤波增益矩阵,能有效避免模型失准造成的滤波性能下降,使该算法兼具CKF滤波精度高和STF鲁棒性强的优点。通过数学仿真表明,改进后的STCKF可以实现对具有机动的弹道式再入目标的高精度跟踪,相对于CKF精度提高50%,并且具有更强的鲁棒性和自适应能力。

简介：高超声速边界层转捩是高超声速飞行器设计的关键基础问题之一.为了研究高超声速边界层转捩,在风洞中,对平板模型进行了M=5的实验,在模型中心沿流动方向使用PCB脉动压力传感器对脉动压力时间序列进行采集.文章将本征正交分解（properorthogonaldecomposition,POD）方法引入高超声速脉动压力数据处理中,发展了单点POD分析方法.经验证,使用该方法重构数据的均方根（rootmeansquare,RMS）峰值位置可表征转捩位置,实用性强.

简介：本文提出一种ＧＰＳ动态定位滤波的新方法。该方法直接从ＧＰＳ接收机输出的定位结果入手，将各种误差因素的影响等效为输出定位结果的总误差，视为有色噪声，建立线性卡尔曼滤波模型对位置和速度信息进行估计。与以往采用的非线性卡尔曼滤波器相比，滤波后定位误差明显减小，且模型简单，系统运算量降低，实时性较好。另外，为了提高滤波器的动态性能，还提出了一种有效的次优加权自适应卡尔曼滤波算法

简介：在研究环形激光陀螺的漂移时，许多文献仅采用Allan方差方法进行误差分析。Allan方差没有包含导航用的“零偏不稳定性”项，而实际导航受此项的影响很大，因此只能以经典方差来衡量陀螺的性能，而把Allan方差仅作为一种辅助手段。通常文献采用Allan方差方法分析时，其噪声在频域的表达式（功率谱密度）是建立在频率的不同幂次的基础上，变换成时域表达式得到各项方差。由于此功率谱密度存在不合理，导致诸多矛盾。文中指出这些矛盾，并以实验数据为证，说明这一分析方法不论是逻辑还是在讨论实验数据时都会产生不合理的结果。彻底的解决办法将见续文，它提出用各种阻尼振荡的频带之和作为噪声的功率谱密度。

简介：无陀螺惯性导航系统是一种主要以加速度计为惯性元件构造的惯性导航系统。本文设计研制了一种基于9加速度计的无陀螺惯性导航系统原理样机,提出了无陀螺惯性导航系统与GPS扩展松组合导航的模型,设计了组合导航的卡尔曼滤波算法,进行了组合导航实验。无陀螺惯性导航系统独立工作模式下3min的纬度误差最大为0.1＂,经度误差最大为0.6＂;在GPS不能定位时,3min的松组合导航纬度误差最大为0.08＂,经度误差最大为0.02＂。与GPS扩展组合导航模式下,3min的纬度误差最大为0.01＂,经度误差最大为0.01＂。实验结果表明,与GPS进行扩展松组合导航能够有效提高无陀螺惯性导航系统的长期定位精度,增强GPS导航设备的抗干扰性能。

简介：附加监控陀螺的陀螺监控方法是减小陀螺漂移的有效途径之一,基于漂移补偿实时性和有效性的双重要求,需要针对监控陀螺选择最佳的正反转周期.基于时间序列和马尔科夫分析方法,提出了一种确定监控陀螺正反转周期的行之有效的方法.

简介：针对飞行试验中由于GLONASS星历解算错误导致的定位结果异常问题,研究了GLONASS星历电文下传的基本特征,即通过第1~4串电文下传,并且一个更新周期内下传60组数据完全相同的星历。基于此,提出了基于电文串标识的GLONASS星历解算基本算法,但发现该算法在电文串丢失且发生星历更新时解算出错误星历的问题。为确保星历来源于连续的1~4串电文,提出了基于时间比较的星历解算改进算法,发现GLONASS星历更新时,不保证从第1串开始,也不保证在连续的1~4串电文中更新完毕,改进算法依然无法确保获取到正确星历。最后分析了星历电文误码时的特征,提出了基于星历合法性检测的星历解算可靠算法,该算法综合考虑卫星不健康、星历更新以及电文误码等异常情况,采用轨道特性检测法和原码比对检测法验证星历合法性,采用电文串标识法充分利用有效电文数据。试验结果表明,该算法的星历误码识别率达到100%,星历更新异常识别率达到100%,获取的GLONASS星历数据正确率到100%。