单天线GPS姿态测量系统在制导火箭中的应用

了解决火箭横向尺寸不足以安装多天线GPS的技术问题, 提高制导火箭飞行姿态 的测量精度, 研究了利用单天线GPS进行姿态测量的方法. 引入伪姿态的概念, 分析了由伪姿态测量辅助求取载体姿态的具体算法, 建立了单天线GPS姿态测量的数 学模型, 利用卡尔曼滤波模型对状态矢量模型进行滤波, 得到相应的速度、加速度信息, 根据常规姿态与伪姿态的关系, 得到火箭的常规姿态信息. 通过仿真研究, 验证了这种姿态测量系统在制导火箭上的可行性和有效性.      

一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法

全球定位系统（GPS）测姿技术主要是利用GPS载波相位和信号功率2种方法，但是测量信息单一且独立，针对旋转载体的测姿问题，提出一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法，通过融合GPS接收机天线信号功率和多普勒频率信息测量载体滚转角和滚转角速度。利用当前统计模型对滚转角和滚转角速度测量进行系统建模，根据滚转角预测估计值选取量测量，并提出自适应滤波，采用滚转角加速度估计自适应滤波算法，实现了对系统噪声方差阵的自适应调整，避免了滚转角加速度最值的选取问题，降低了噪声的影响。通过仿真验证了基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法的可行性，结果表明该方法的测量精度高于无迹卡尔曼滤波（UKF）。      

GPS和类GPS测距技术在双星编队星座状态确定中的联合应用

为提高状态确定的精度,借鉴AFF技术引入一种辅助手段——类似GPS的伪距和载波相位测距技术(简称类GPS测距技术)．它的伪码码元和载波相位波长比GPS的更短,因而可获得更高精度的相对测量信息．针对对地观测的双星编队星座的状态确定任务,建立了联合GPS和类GPS测距技术进行编队星座状态整体确定的数学模型,并快速同时解算出GPS星间单差模糊度和类GPS星内单差模糊度,最后进行了数学仿真．仿真结果表明,编队状态的精度有明显提高,其中相对位置精度为10~(-3)m,姿态角精度为10~(-4)rad．仿真证明该方法有效．     

基于GPS与磁强计组合的姿态确定

提出了一种基于信息融合的姿态确定方法用于姿态确定。利用星上的GPS接收机和磁强计两种敏感的测量，基于广义卡于尔曼滤波理论及信息融合理论，发展了基于此两种敏感器的全局最优融合估计算法。来确定卫星的姿态和姿态角速度。并对处法进行了设计和仿真，通过与单独使用GPS确定姿态的算法进行对比分析。结果验证了该算法进行对比分析，结果验证了该算法的优越性。     

编队飞行卫星群相对轨道测量研究

编队飞行卫星群自主式相对轨道测量和确定是绕飞轨道的关键技术之一,考虑了利用星敏感器和雷达以及利用GPS(Global Positioning System)信号来进行相对定轨的传统方式,提出了基于伪卫星技术的定轨方案.伪卫星技术指在卫星上安装载波发生器和接收器,利用这些装置来进行卫星间的距离测量.在这些方案中,应用了差分GPS技术,采用优化方法求解多元非线性方程.这些测量方法分别适应于不同的情况.利用相对轨道要素的概念,在前面测量结果的基础上,通过卡尔曼滤波进一步提高了定轨精度.仿真计算表明这些方案可以满足不同尺度编队构型保持要求,并给出了部分结果.     

基于增强型单频GPS的高精度星间相对定位样条方法

为了实现高精度的分布式SAR星间相对定位,提出了一种基于增强型单频GPS的相对定位样条方法,即在单频GPS测量信息的基础上,增加星间距离观测信息,并结合相对位置参数的连续特性,建立了相对定位的样条模型,最后利用最小二乘法进行参数估计.仿真结果表明,新方法不仅能大大提高相对定位精度,而且还能有效地减少固定整周模糊度所需的历元.最后的理论分析证明了仿真的正确性.      

基于MIMU的SINS／GPS／EMC组合导航系统半物理仿真研究

针对低成本的MIMU元件的特点,设计了SINS／GPS／EMC组合导航系统结构以及相应的Kalman滤波器,并进行了半物理仿真研究。实验结果分析表明,在使用EMC测量航向来弥补MIMU的不足后,所设计的SINS／GPS／EMC组合导航系统可克服各自的不足,有效的提高导航定位准确度及系统可靠性,且在很大程度上可以放宽对低成本MIMU准确度的要求。     

一种用INS辅助GPS周跳检测和求解整周模糊度的方法

在INS／GPS全组合导航系统中，需要利用GPS载波相位测量信息，其中整周模糊度的确定和周跳的检测是两个关键的技术。文中提出了利用INS信息对GPS解算过程中的周跳检测和整周模糊度的确定进行辅助解算的简易快速算法，并进行了计算机仿真。仿真结果表明，文中提出的INS辅助GPS的周跳检测简易算法可以有效的检测出发生的小到一周的周跳；在一定条件下，利用INS信息辅助GPS可以瞬时可靠地求解出整周模糊度。     

联合CDGPS技术和星间相对测量进行编队星座状态确定

以空间圆3星编队星座为对象,建立了联合GPS载波相位差分(Carrier phase Differential GPS,CDGPS)和星间相对测量进行编队星座状态确定的数学模型;利用高精度的星间相对测量信息给星间公里级基线提供厘米级约束,极大地缩小了星间单差模糊度的搜索空间,进而在卫星无需机动的情况下采用Bayes最小二乘法快速解算出星间GPS载波相位单差整周模糊度;最后数学仿真证明了方法的有效性,结果表明卫星间相对位詈确定精度达10^-2m．卫星姿态确定精度达10^-3rad．     

卫星不足情况下低成本MEMS-INS/GPS伪松组合导航

为了解决GPS可观测卫星不足情况下低成本微电子机械-惯性导航系统/全球定位系统（MEMS-INS/GPS）组合导航精度维持问题,提出基于灰色模型和自适应卡尔曼滤波的MEMS-INS/GPS伪松组合导航方法。以MEMS-INS/GPS松组合导航模式为框架,建立了伪松组合导航系统的状态空间模型。基于MEMS-INS/GPS的历史观测数据,使用灰色模型对MEMSINS/GPS观测差值进行预测,称为系统伪观测量。当GPS可观测卫星充分时,使用噪声自适应估计卡尔曼滤波对MEMS-INS/GPS进行松组合导航;当GPS可观测卫星不足时,使用噪声自适应估计卡尔曼滤波依据系统伪观测量,将MEMS-INS/GPS进行伪松组合导航。以车载低成本MEMSINS/GPS组合导航系统为例进行仿真和实验验证,结果表明：当GPS可观测卫星不足时,传统的MEMS-INS/GPS松组合导航精度迅速下降并发散,而MEMS-INS/GPS伪松组合导航精度与GPS正常工作时的导航精度相差不大,维持了较高精度的导航状态。     

基于计算力矩法的眼内手术机器人的重力补偿

为了提高一种具有远程运动中心(RCM)机构的眼内手术机器人的定位精度和稳定性,在建立机器人坐标系的基础上,通过动力学等效,对机器人各构件质心瞬态位置进行分析。根据拉格朗日方程建立机器人动力学模型。提出基于计算力矩法的重力补偿方法。在此基础上,通过MATLAB/Simulink软件对重力补偿模型进行仿真。比较独立比例微分(PD)控制方法及重力补偿方法的各关节运动响应曲线,表明重力补偿模型可有效补偿重力项;同时,分析重力补偿模型响应曲线与期望曲线的误差,证明重力补偿模型具有较高的补偿精度和可行性。     

基于三维数字图像相关法的应力测量技术

介绍了一种基于三维数字图像相关法的模型表面应力测量系统，采用两台高速摄像机同步采集被测模型表面图像，以模型表面的散斑作为载体，通过图像子区立体匹配算法匹配被测模型变形前后两幅散斑图像中的不同图像子区，解算得到模型上不同点的三维坐标值，获得模型表面的三维变形信息，实现模型表面非接触、动态实时的应力测量。     

多阶段任务系统通用可靠性仿真模型

归纳了当前多阶段任务系统(PMS,Phased Mission Systems)可靠性建模的基本假设,指出了解析模型描述和求解能力的不足以及仿真模型存在的难以转换的缺点.应用着色Petri网(CPN,Colored Petri Net) Tools建立PMS的多层通用仿真模型:顶层控制模型将PMS各阶段的故障树参数化,作为CPN通用仿真模型的输入;单阶段处理模型根据顶层控制模型的输入判别该阶段顶事件是否发生;底事件处理模型通过比较随机数和故障发生概率的大小产生故障.通用仿真模型可以保持模型结构的稳定,同时又简化了仿真模型的生成.案例对比了CPN仿真模型与二元决策图(BDD,Binary Decision Diagrams)算法的可靠性计算结果,证明了模型的正确性;具有动态变化参数的PMS仿真则说明了模型的适用性.      

带空间结构的人工神经网络建模方法

将遍历搜索法引入带空间结构的人工神经网络模型，提出一种新的模型估计和空间数据样本外预测方法。该方法基于人工神经网络，结合空间自回归模型思想，在网络模型中引入空间滞后项来考虑变量的空间效应，提出使用遍历搜寻最优解的方式替代传统极大似然法进行空间自回归系数估计和建模。结合样本外数据和空间结构，扩展空间权重矩阵并代入所提模型进行样本外预测，充分发挥了人工神经网络模型泛化能力强的特点。仿真分析指出:在合理考虑空间效应的情况下，所提模型的预测效果较普通人工神经网络有显著提升；而且当空间变量间存在非线性关系时，所提模型的预测精度同样优于空间自回归模型。      

基于灰色模型和ARIMA模型的钟差预测

由于多种因素的影响,原子钟运行情况十分复杂,为了有效地进行钟差预报和更好的反应原子钟的特性,提出一种基于灰色模型和ARIMA模型的组合模型来实现钟差的预报,并给出了灰色模型和ARIMA模型进行原子钟钟差预报的基本思想和预报模型。利用组合模型更精确地把握钟差序列复杂细致的变化规律,从而更好的逼近钟差序列。为了验证该组合模型的可行性和有效性,利用原子钟钟差数据进行钟差预报分析,结果显示该模型具有较好的预报精度。     

CME引起的地磁暴穿越时间

日冕物质抛射(CME)从发生至引起地磁暴最大值的时间间隔称为穿越时间.本文选取1997-2015年89个CME-Dst事件,分析CME速度、能量、耀斑类型等对穿越时间的影响;采用非线性拟合以及支持向量机(SVM)非线性回归技术,建立基于1997-2009年62个CME-Dst事件的CF模型和SVM模型,并利用其余27个CME-Dst事件对模型预报效果分别进行检验.结果表明,CF模型和SVM模型的预报准确率均达到85.2%,其中CF模型的平均绝对值误差为13.77 h,而SVM模型为13.88 h.与ECA模型结果(准确率为77.8%,平均绝对值误差为14.55 h)进行对比发现,CF模型和SVM模型的准确率更高而误差更小.CF模型和SVM模型能够提前1~5天较好地预报地磁暴爆发时间.     

产品协同设计中异构模型数据融合的有效策略

针对复杂产品设计中，不同设计工具产生的模型数据之间的融合问题，提出了一种工具间端到端的异构模型数据融合策略。利用数据库管理动态特性，通过模型信息共享，实现异构模型数据之间的融合。在OpenMBEE系统集成环境中，通过建模工具CREO二次开发，利用所提策略获取全生命周期设计中的动态模型属性信息，通过3D模型编辑及重用功能测试，验证了所提策略的有效性。利用自动获取可视化模型属性信息的智能算法，设计一种基于Transformer模型与双向长短期记忆(Bi-LSTM)模型相结合的模型属性智能提取算法，利用神经网络的多层感知特性，通过对模型中属性文本信息进行深度学习、特征分析，实现了对异构数据属性信息的自动提取功能。利用CAMEO建模工具设计的需求分析模型构建模型数据集，验证了智能模型信息自动提取功能的有效性。      

基于特征模型的力矩受限卫星三轴姿态控制

针对控制力矩受限的卫星大角度姿态机动控制问题,设计了一种基于特征模型的低增益反馈控制器.根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,通过推导得到了特征模型参数范围。给出了低增益饱和控制方法,并设计低增益反馈控制器,解决了控制输入饱和所带来的性能下降甚至系统不稳定的问题.通过使用特征建模有效地解决了常规控制方法难以使用于一些复杂对象控制的问题.控制受限卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法的有效性.     

太阳帆航天器悬浮轨道动力学与控制

基于线性动力学模型和非线性动力学模型,研究了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持与控制问题.首先,推导出了柱坐标形式的太阳帆动力学方程,并在参考悬浮轨道附近线性化以建立状态方程,然后对状态方程进行可控性分析.通过合理选择控制变量加权矩阵R,用线性二次型调节器(LQR)对线性模型进行控制.将得到的控制律代入非线性模型中进行验证,表明该控制律渐近稳定,并且具有良好的控制精度,可实现太阳帆悬浮轨道控制.      

低高度空间高能质子通量分布计算

介绍了AP-8模式、CRRESPRO模式和PSB97模式,并用这3种模式分别计算低高度空间300—1100km范围内的高能质子通量分布,由IDL软件绘出通量等值线图．AP-8模式通量主要受银河宇宙线调制,即受太阳活动直接影响,与太阳活动高年相比,太阳活动低年的质子通量较大;CRRESPRO模式中,因活动期和平静期的数据采集时间前后相差很短,从而使同一高度上两种环境条件下的通量分布相似．模式之间的比较结果表明,AP-8模式通量较小,CRRESFRO模式通量较大,PSB97模式通量介于二者之间,并与实测通量接近．PSB97是为低高度(1000km以下)定制的模式,在低高度上优于AP-8模式和CRRESPRO模式,能较好地计算当前条件下的低高度高能质子通量．