简介：针对转发式卫星欺骗信号传播方向同真实卫星信号的差异，提出一种在惯性信息辅助下，利用载波相位双差观测量进行欺骗信号检测的技术。根据转发式欺骗的特点，推导欺骗条件下的载波相位双差观测方程。利用INS提供的姿态信息，建立载波相位双差与接收机天线基线矢量的关系。将载波相位双差观测值和预测值的差值作为欺骗检测的检验统计量。从故障检测的角度进行检测概率分析，当载波相位双差预测值达到0.3周时，假定虚警概率为0.01，可在单个测量历元内到达99.99%的检测概率。最后通过仿真分析验证了惯性信息辅助下欺骗信号检测的有效性。

简介：空天飞行器往返于大气层内外，持续工作时间长。捷联惯性／天文组合导航自主性强、隐蔽性好，是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性，解决其在机载应用中水平基准制约的问题，分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响，提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性／天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计，可有效估计并补偿系统的姿态误差，减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明，单星观测条件下，导航系统姿态误差快速收敛，定位的均方根误差在200m以内，且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。

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：传统的捷联惯性导航算法求解比力积分项采用了一阶近似方法，近似误差对高精度导航应用的影响是不可忽略的。为消除近似误差，提出了一种改进的捷联导航算法。在惯性坐标系中，将地速分解为比力地速与重力地速两部分，求出了能够完全补偿动态误差的比力积分变换项解析表达式，在此基础上得到了比力地速的精确解，并将其求解方法扩展应用于重力地速，在不改变传统导航算法实现框架的前提下，设计了高精度的捷联惯性导航算法。改进导航算法的精度与对偶四元数导航算法一致，而其实时性却与传统导航算法相当，获得了整体性能上的优势。

简介：由于GPS和无线电信号在水下衰减很快而无法使用，因此以惯性导航为核心，加以其它声学辅助导航设备的组合导航系统正适合水下航行器的使用环境。以捷联惯性系统／超短基线／多普勒测速仪／磁航向仪组合导航系统为研究对象，给出了联邦滤波结构，并利用X^2残差检测法诊断出子系统的故障并进行系统重构从而不影响系统性能，最后对组合系统进行了仿真，成功检测出了超短基线系统定位故障并及时进行了隔离。姿态误差和速度误差在故障发生和消失时刻由于系统重构有轻微跳动，其它时刻均保持较高精度，当故障消失时位置误差又恢复到正常量级（5～10m）。仿真结果表明，所提出的SINS／水下声学辅助设备组合导航系统能够提供水下航行器精确的速度、姿态及位置信息，并能够正确及时检测并隔离故障。

简介：在GPS/IMU组合导航系统中，由于GPS的校正作用，系统输出的导航数据存在周期的阶跃式跳变（典型的校正周期为1s），对于SAR成像运动补偿而言，这相当于引入了高频测量噪声，会严重影响雷达成像质量。为解决该问题，系统另外引入了一个捷联解算模块。为保证该模块输出的数据平滑且精度稳定，受跟踪随动控制系统的设计思想启发，从控制理论的角度对系统进行了数学建模，设计了捷联解算模块对组合导航系统的跟踪环路，给出了环路中关键模块“环路滤波器”的设计方法。该方案实现了在不影响系统测量带宽的情况下，组合导航系统对捷联解算模块的高频、连续、平滑校正。仿真及实验结果证明了该方案的有效性及可行性。

简介：针对传统天文导航方法和GNSS导航方法应用于中高轨道航天器尤其是大椭圆轨道机动航天器自主导航的缺陷，提出一种基于低轨道天基平台实时跟踪观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方法。其具体实施过程为布置于低轨道的天基平台利用其自带观测敏感器对轨道机动航天器进行全程实时跟踪测量，并将测量所得的星光角距信息和测距信息发送至轨道机动航天器，航天器根据接收得的量测信息结合自身状态预估信息通过最优滤波估计算法实现导航解算。仿真结果表明该方案具备较强的可行性，且该导航系统具有较高的导航估计精度，能够弥补传统天文导航和GNSS导航方法的不足之处，当天基平台自主定轨精度为80m时轨道机动航天器导航位置估计误差在120m以内。

简介：常规惯性／天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况，且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此，构建了高超声速飞行器惯性／卫星／天文紧组合导航系统方案，通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系，建立了载体系下惯性／天文角度组合模型。理论分析表明，该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作，且可使观测噪声特性保持稳定，从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明，在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后，姿态误差较无天文辅助情况的降低60％～70％。

简介：针对SAR图像匹配及定位需要耗用不等的计算时间而造成的量测不等间隔输出和量测信息滞后问题，提出一种新的SAR时延补偿算法。该算法在标准卡尔曼滤波（KF）基础上，当SAR有量测信息生成时，根据多模型方法进行量测预测，利用预测值修正SINS状态；而SAR无量测信息输出时，通过插值方法生成量测信息来改善系统滤波精度。仿真结果表明，采用基于多模型量测预测的KF算法可以将位置误差由45m减小到10m以内，航向角稳态误差值小于5.8＂；而在此基础上叠加插值预测算法可以将位置误差进一步控制在6m以内，航向角稳态误差小于4.7＂，证明了本文提出的算法能够有效补偿SAR的随机时延并提高组合导航系统的解算精度。

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：为了提高标准Cubature卡尔曼滤波（CKF）的稳定性和鲁棒性，提出一种改进的多重渐消H∞滤波cubamre卡尔曼滤波算法。首先基于系统状态的可观测性给出多重渐消因子矩阵求解过程，提高滤波算法的稳定性，抑制滤波发散；其次，引入H∞鲁棒思想，构造多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波器；最后，提出采用一种奇异值分解的矩阵分解策略代替标准Cubature卡尔曼滤波中的Cholesky分解，进一步提高算法的数值稳定性。实际GPS／INS组合导航实验表明，改进的多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波算法不仅能有效抑制滤波发散提高算法的稳定性，而且对观测野值具有更高的鲁棒性；提出的新算法与标准CKF算法相比，XYZ三个方向的位置精度分别提高了55．8％，46．6％和39．7％。

简介：通过探究烤盘形状对烤盘边缘热分布的影响,了解到方形烤盘四角容易将食物烤焦的原因,依据题目条件,提出优化模型,设计出最优布朗尼烤盘,并对上述模型进行了灵敏度分析和模型评估。在灵敏度分析中,提出了模型2在W/L和p改变时突变的现象;在模型评估中,分析了各个模型的优缺点,并对模型2提出了引入倒角和一般多边形的建议。

简介：使用像增强型电荷耦合器件（intensifiedchargecoupleddevice，IccD）相机系统时，需要对像增强器的选通时刻、选通宽度以及增益大小进行控制。将现场可编程逻辑门阵列（fieldprogrammablegatearray，FPGA）和专业数字延时芯片AD9501配合使用，可以产生延时和脉宽均可大动态范围、高分辨数字调节的脉冲，同时保证延时精度，从而精确控制像增强器的选通时刻和选通宽度；利用FPGA控制数字电位器MCP42010，调节像增强器微通道板两端高压，可实现对像增强器增益的控制；采用RS485总线方式完成上位计算机与FPGA的远程通信，可实现程控功能。程控电路输出的选通脉冲，其延时动态范围为110ns～4．3ms，脉宽动态范围为0～4．3ms，分辨率均为65ps，脉冲延时抖动的均方根不大于147ps；实现了256挡位的增益调节。

简介：腔长控制镜影响激光陀螺谐振腔的光束形状、光强等参数,是制约激光陀螺精度提高的重要因素之一。减少激光陀螺腔长控制镜的位移扭偏,提高腔长控制镜的环境耐受性,能够直接改善激光陀螺的性能。通过研究激光陀螺腔长控制镜的基本机理,分析了腔长控制镜单筋方案和双筋方案的典型结构和特点,给出了提高反射镜抗扭偏能力的设计方法,设计并实现了新型双筋腔长控制镜结构。改进的腔长控制镜仅由3种零件、2种材料构成。经过仿真分析和试验验证,设计的腔长控制镜可以有效抵抗反射面的歪斜扭偏,在-50℃～＋70℃工作范围内,抗扭偏能力提高5～10倍,同时实现了低成本和高稳定性。

简介：提出了把光电倍增管光谱特性作为研究性实验内容的设计方案,通过实验可以测定白炽灯辐射的相对功率的光谱分布曲线、光电倍增管的相对光谱响应曲线,标定光电倍增管响应的峰值波长,研究缝宽、温度、磁场等对光电倍增管光谱特性的影响,也可以利用此实验平台研究其它光电器件的光谱特性。

简介：通过对TEM喇叭天线辐射机理的研究，指出了脉冲激励的TEM喇叭天线辐射场由4个子波叠加构成，在不同方向上，各个子波的波形和相对时序不同，导致不同方向上辐射场波形也不相同。由于天线末端辐射子波和馈电点辐射子波极性相反，在主轴方向上两者相互抵消，引起天线主轴辐射性能退化。针对这一问题，提出了一种TEM喇叭天线末端加载设计方法，可改变天线末端辐射子波极性，使其与馈电点辐射子波同相叠加。数值模拟和实验结果表明，该设计方法提高了TEM喇叭天线主轴辐射因子rEp值和rEp-p值，并改善了天线的低频辐射性能。

简介：研究了一种基于FPGA的SOPC技术和NIOSII软核处理器的全新设计方法,结合FPGA中数字信号处理的相关技术设计出了一款钢琴调音系统。设计中对采集到的钢琴声音信号进行FFT、FIR等处理,提取出基波信号,然后对信号基频进行测量,并直观显示被测频率与标准频率之间的差异,从而调整琴弦,达到调音目的。

简介：介绍了一种用于直线脉冲变压器的轨道式多间隙气体开关的设计方法.利用Meek击穿判据计算了单间隙自击穿电压,根据单间隙自击穿电压,利用概率分析方法预测了多间隙开关的自击穿电压.实验结果表明,自击穿电压值与计算值一致;开关自击穿电压的相对标准偏差约1.5％,在60kV触发电压和48％～74％欠压比下,开关抖动为0.9～2.6nS;由该开关组成的FLTD回路电感约290nH.

简介：针对现有力矩电机驱动角振动激励源频率难以超过100Hz、波形失真大、不能满足宽频高精度角振动校准需求的现状，提出采用框式结构电磁驱动方法，显著降低驱动线圈电感以实现驱动力快速响应，并采用精密轻质空心杯空气轴承实现轴系定位，以克服摩擦力、提高回转定位精度，结合有限元分析仿真，将空气轴承转子与励磁线圈骨架进行整体优化设计，使轴系固有频率提升至2800Hz以上。新的角振动激励装置的测试结果表明，工作频率范围达到600Hz，角加速度波形失真度小于2%，可实现1kg承载和1760rad/s2最大角加速度，超出德国PTB角振动标准给出的50g承载和1400rad/s2最大角加速度的技术指标，可更广泛用于高精度角振动校准及角运动传感器的动态性能评价。

简介：整体布局是超大规模集成电路设计自动化中的重要一环。简要介绍了整体布局中被广泛采用的方法:解析布局。解析布局由两部分组成:半周线长和密度约束。对两者的模型建立、光滑化、算法设计以及实现的过程进行了描述,最后给出了一个简单的算例作为演示。