X9511 PushPot^TM按钮控制电位器

本文介绍了Ｘｉｃｏｒ公司生产的按钮控制电位器Ｘ９５１１的特点以及管脚说明，并详细阐述了工作原理，它可用作按钮控制的微调电阻器。     

基于多普勒信息的NSHT航迹起始方法

针对临近空间高超声速目标航迹起始困难的问题,依据超视距雷达能够提供目标精确多普勒信息的特点,从径向速度、径向机动能力和角速度3个方面推导了航迹起始约束条件,文中给出了更为精确的相关波门设计方法,通过目标运动特性确定最终航迹。仿真结果表明,该方法能够有效起始临近空间高超声速目标航迹,且效果优于传统利用目标位置信息进行航迹起始的方法。     

地基雷达部署对探测临近空间高超声速目标影响研究

针对不同地基雷达(GBR)部署方式对探测临近空间高超声速目标的性能影响问题,该文建立临近空间高超声速目标模型和GBR探测模型,依据目标雷达截面积(RCS)、探测距离和观测角随时间的变化情况,提出检测概率、跟踪系数和资源冗余率3种雷达探测性能评估指标,仿真分析GBR前沿部署、接力部署和要地部署方式对临近空间高超声速目标探测性能的影响。结果表明,前沿部署和接力部署相结合的探测效果好,前沿部署首次发现目标距离远,能提供的预警时间长,要地部署跟踪时间短,资源冗余率高。研究结果具有一定现实意义和工程实践性,能为临近空间预警系统中GBR部署提供理论依据和技术支撑。     

基于弹载双视场星敏感器求解姿态的几种算法研究

利用弹载星敏感器观测得到的数据,采用三种不同的姿态求解算法,分别计算出了弹体的姿态。通过比较损失函数和处理时间,得出QUEST算法精度高,处理时间短,适用于求解双视场星敏感器的导弹姿态。     

Successive defects asymmetric simple exclusion processes with particles of arbitrary size

This paper uses various mean-field approaches and the Monte Carlo simulation to calculate asymmetric simple exclusion processes with particles of arbitrary size in the successive defects system. In this system, the hopping probability p (p<1) and the size d of particles are not constant. Through theoretical calculation and computer simulation, it obtains the exact theoretical results and finds that the theoretical results are in agreement with the computer simulation. These results are helpful in analysing the effect of traffic with different hopping probabilities p and sizes d of particle.     

十进制减法定时／计数集成电路EC9410

十进制减法定时／计数集成电路ＥＣ９４１０肖松１．概述ＥＣ９４１０是新推出的四位十进制减法定时／计数专用集成电路，采用ＣＭＯＳ工艺，由振荡、分频、数码预置、四位ＢＣＤ码减法计数器、七段译码驱动、ＬＥＤ动态扫描等电路组成。ＥＣ９４１０级联也十分方便，只需...     

基于SCT-IMM的临近空间高超声速目标跟踪模型

针对传统单模型跟踪方法不能有效跟踪临近空间高超声速目标飞行全过程的问题,提出了一种基于SCT-IMM的跟踪模型.在分析临近空间高超声速目标特性的基础上,建立了一种基于一阶时间相关模型的转弯模型(Singer Coordinate Turn,SCT),结合EKF滤波方法,采用CV、CA和SCT模型进行IMM滤波计算.仿真结果表明,新模型计算量略大于单模型,但新模型能够适用于跟踪临近空间高超声速目标的所有飞行阶段,且位置均方根误差和速度均方根误差都小于单模型,具有一定工程实践意义.     

一种改进的凸多边形星图识别算法

提出一种在不依赖于星等的凸多边形算法基础上构造的三角形算法。将像平面上的恒星依据坐标排序生成具有唯一性的凸多边形,以三角形的边角边作为识别特征,按照顶角排序后删除重复的角度和角距来拟和曲线,可以加快搜索查询匹配速度,进而识别出视场中恒星在赤道坐标系中的坐标,识别速度较快,具有较强的鲁棒性。     

星图匹配/惯性组合导航技术研究

为了多次、多点获得星光对惯性基准的误差观测量,采用了能自主识别导航星的星图匹配/惯性方案。以弹体姿态误差与陀螺漂移误差之间的关系为基础,构造了弹体姿态误差与陀螺漂移为状态量的状态方程,建立了CNS/INS组合导航模型。采用Kalman滤波技术,借助误差状态转移矩阵估计了导弹惯性基准的误差和光学陀螺的常值漂移误差。利用Matlab进行了仿真模拟,成功地实现了对导弹惯性基准误差和光学陀螺常值漂移误差的在线分离。