基于UKF的航天器最小参数姿态矩阵估计方法

钊对航天器的惯性-星光姿态确定系统，选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法。但是由于系统模型是非线性的，针对系统模型的非线性，将UKF（Unscented Kalman Filter）与最小参数姿态矩阵估计方法结合，设计了一种针对MEMS陀螺和CMOS APS星敏感器的UKF姿念估计器。仿真结果表明：在敏感器精度较差的情况下，该UKF、姿态估计器能够满足大多数航天器对姿态确定精度的要求。此外，UKF和EKF（Extended Kalman Filter）的仿真对比结果表明：UKF滤波器的收敛速度高于EKF滤波器，状态估计的精度也优于EKF滤波器，且数值稳定性好。     

基于地磁场测量估计卫星姿态的UKF算法

提出了利用UKF（Unscented Kalman Filter）处理地磁场测量数据进行低轨道（LEO）卫星自主定姿的算法。通过使用估计姿态、轨道参数和国际地磁场参考（IGRF）计算得到的地磁矢量与三轴磁强计（TAM）的测量矢量之差作为更新信息，可以实现实时的姿态角和角速度估计。针对卫星稳态定姿、大角度快速机动的定姿以及姿态失控状态下的定姿等三种任务，分别用UKF和传统的EKF（Extended Kalman Filter）进行了数值仿真。仿真结果显示出本文提出的定姿算法的优越性。     

航天航空用新材料——难熔金属及其合金

综述了航天航空用新材料──难熔金属（钽、铼、钨、钼、铌）及其合金的性能、组织结构、加工工艺及其应用。     

利用GPS进行航天器姿态确定的EKF方法

姿态确定是ＧＰＳ在航天器上应用的一个重要方面。采用广义卡尔曼滤波（ＥＫＦ）方法利用ＧＰＳ进行航天器姿态确定，建立了ＧＰＳ载波相位观测和航天器姿态运动的线性误差方程，并进行了仿真计算。     

应急救生时返回舱分离后的姿态运动研究

研究了低高度大气层内飞船应急返回时返回舱的姿态运动规律。返回舱分离后以非配平攻角飞行，大分离角速度和大气动力矩作用下其飞行姿态不稳定，必须利用自身的控制发动机和受到的气动力拒使其俯仰机动定位到大头朝前的姿态（呈配平飞行），仿真表明这需要一个较长的衰减振荡过程。一种通过实时调整质心位置以改变气动力矩大小，从而达到减小振幅、改善并缩短其振荡过程的方法被提出，它为宇航员承受过载和启动回收着陆系统创造了有利条件。     

航天器GPS姿态估计算法研究

利用全球定位系统（GPS）确定航天器姿态是GPS在航天器上应用的一个重要方面。分析了几种利用GPS进行航天器姿态估计的典型算法，建立了GPS姿态确定的单差和双差观测模型，对GPS姿态估计的递推算法和利用航天器姿态运动信息的滤波算法进行了仿真计算，验证了模型和算法的有效性。最后，对常用的基于GPS的航天器姿态估计算法进行了分析和讨论，给出了算法选择的原则。     

低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引方法研究

国内外针对S频段SAR卫星姿态导引研究较少，在考虑轨道偏心率和系统天线指向误差情况下尚无明确的导引策略。基于合成孔径雷达（SAR）成像模型及椭圆轨道动力学理论，引入椭圆轨道的径向速度和法向速度分量，推导得到了椭圆轨道任意位置上多普勒中心频率的新的数学表达及分量分解。提出了面向低轨小偏心率轨道S频段合成孔径雷达（SAR）卫星的偏航导引、二维姿态导引方法以及采取不同轨道模型时的简化实现，分析得到了不同补偿方法的补偿效果以及天线指向精度对补偿效果的影响。根据仿真结果，结合卫星工程实现和地面成像处理难度，提出了以偏航导引为主，二维导引为辅的姿态导引策略，对低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引设计具有指导意义。     

规则波浪对水下航行体出水姿态参数的影响

基于边界元方法建立了水下航行体出水姿态计算模型，包括各控制方程及边界条件，采用截平面方法对航行体出水模型进行了简化处理，并将所得结果和实验数据进行比对，发现二者符合良好，验证了数值模型的有效性。运用边界元法研究了规则波浪参数（波高、浪向、周期、相位）对出水姿态的影响。研究结果表明，波高影响波浪力幅值大小，对出水姿态参数有着直接的影响，波高越大对出水姿态参数的影响越大；浪向、初相位和周期主要影响流体质点的运动方向，改变波浪附加惯性力，影响波浪力对出水姿态参数的作用效果；受到出水相位的影响，出水俯仰角和俯仰角速度呈余弦变化规律；随着周期的增大，周期对航行体出水姿态参数的影响逐渐减小，此时，相同波高下出水姿态参数只受到出水相位的影响。     

基于陀螺和四元数的EKF卫星姿态确定算法

为保证卫星姿态确定的高精度，利用星敏感器提供的姿态四元数，结合扩展卡尔曼滤波（EKF）对陀螺漂移和安装误差进行实时补偿。建立了滤波器数学模型，并通过数学仿真获得了算法的理论精度，同时分析了星敏感器安装误差对姿态确定的影响。     

皮卫星星箭分离动力学模拟及其灵敏度分析

皮卫星能源有限、姿控能力差等特点决定其对星箭分离初始姿态要求较高。在采用自主研发的皮卫星星箭分离机构的基础上，以多体动力学理论为基础，采用ADAMS软件建立了皮卫星及其星箭分离机构虚拟样机模型，分别就皮卫星质心偏离量、分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对入轨初始姿态影响展开了分析。分析结果表明：质心偏心量对分离姿态影响最明显，分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对其影响次之，合理配置分离弹簧与舱门扭簧弹性系数有利于卫星保持良好的姿态分离。在轨分离试验显示：分离时刻皮卫星滚动角速度、俯仰角速度、偏航角速度分别为-0.18（°）/s，-1.6（°）/s，0.95（°）/s，与在轨环境下仿真结果基本相符；入轨初始姿态能满足皮卫星的姿控要求，为其后续工作提供了保障。     

中继卫星在轨动态捕获跟踪试验方法研究

针对中继卫星在轨捕获跟踪高速运动目标的动态性能测试难题,提出了一种基于静止目标（中继卫星地面站）,利用中继卫星姿态连续偏置运动模拟中继卫星与用户航天器之间的相对运动,开展中继卫星在轨动态捕获跟踪测试方法的研究。仿真分析和在轨试验结果验证了该方法的有效性,从而为我国首次天基数据中继试验任务的顺利完成奠定了基础。     

天津大学成立航空航天研究院

2008年4月初，天津大学成立航空航天研究院，将围绕载人航天与探月工程、大型飞机等重大工程开展研究工作，研究院2009年将招收研究生。新设立的研究院，研究领域涉及飞行力学、制导与控制、推进理论及技术、航天航空新材料、航空发动机与热防护技术、航空航天一体化技术、信息处理与通信技术等。     

采用变速控制力矩陀螺的一种姿态/能量一体化控制研究

本文研究采用变速控制力矩陀螺（VSCMG）的航天器姿态／能量一体化控制技术。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局稳定的姿态反馈控制律。以控制力矩陀螺群的构型奇异量度为依据，分别考虑了VSCMG的控制力矩陀螺（CMG）工作模式和反作用飞轮（RW）工作模式。在陀螺群接近奇异时启用转子的反作用飞轮工作模式来补偿控制力矩陀螺采用鲁棒伪逆操纵律时所引起的力矩误差；在陀螺群远离奇异状态时，用控制力矩陀螺来补偿转子储能带来的干扰力矩。在姿态控制的同时利用转子的变速特性，完成按照给定的功率存储／释放能量，并在陀螺群远离奇异状态时对储能过程中转子的转速进行调节，以保持良好地动量包络外形。最后以某航天器的姿态控制为例，给出了数值仿真结果。     

全姿态动调陀螺定北仪研究

介绍一种全姿态定北装置，它以动调陀螺仪和加速度计为测量元件，利用正切法双轴测速定北和重力加速度信息，进行全姿态方位角计算，采用浮点片TMS320C32数字信号处理器（DSP）进行计算和控制，提高了系统的运算精度和速度，可快速自动准确测出真北方位角，着重讨论基于DSP的动调陀螺定北仪的原理，信号处理和误差分析，以及与人工调平定北仪的比较。     

具有SGCMG系统的挠性卫星姿态机动控制及验证

针对挠性卫星在轨姿态快速机动的需求，开展了星体姿态机动控制方法及控制实现研究。基于建立的挠性卫星姿态跟踪控制误差方程，给出了PD控制与补偿控制相结合的姿态跟踪控制器形式；考虑系统实现的时延影响，利用经典频率分析方法选择了兼顾系统稳定性及宽带控制的控制参数；在控制具体实现中，采用一种新型的基于力矩矢量调节奇异规避操纵策略，克服常规鲁棒奇异规避操纵存在的框架“锁死”现象，在解决奇异规避的同时避免激发挠性振动。所提出方法的有效性通过了在轨验证。     

美展示新型宇宙飞船“猎户座”

据香港《星岛日报》7月4日报道，美国太空总署（NASA）展示了一架造价高达5亿美元的“猎户座”（Orion）宇宙飞船，外形和40多年前征月的“太阳神”太空舱相似，有望在将来送航天员上火星。     

基于RBF网络辨识的挠性卫星姿态自适应控制

为满足挠性卫星姿态控制的更高要求,提出了一种基于径向基函数（RBF）网络辨识的模糊自适应控制方法。根据卫星姿态动力学方程,将RBF辨识网络引入模糊神经网络的T-S模型,以辨识卫星,在线修改模糊神经控制器（FNC）参数,使卫星的姿态角度达到设定值。仿真结果表明：该法能有效克服卫星的不确定性,提高卫星姿态的控制精度。     

捷联式惯性导航积分算法设计（连载）上篇：姿态计算

本论文分上下两篇，给用于现代捷联惯导系统的主要软件算法设计提供一个严密的综合方法：将角速率积分成姿态角，将加速度变换或积分成速度以及将速度积分成位置。该算法是用两速修正法构成的，而两速修正法是具有一定创新程度的新颖算法，是为姿态修正而开发出来的，在姿态修正中，以中速运用精密解析方程去正积分参数（姿态，速度或位置），其输入是由在参数修正（姿态锥化修正，速度遥橹修正以及高分辨率位置螺旋修正）时间间隔内计算运动角速度和加速度的高速算法提供的，该设计方法考虑了通过捷联系统惯性传感器对角速度或比力加速度所进行的测量以及用于姿态其准和矢量速度积分的导航系旋转问题。本论文上篇定义了捷联惯导积分函数的总体设计要求，并开发出了用于姿态修正算法的方向余弦法和四元数法，下篇着重讨论速度和位置积分算法的设计。尽管上下两篇讨论中常常涉及到基本的惯性导航概念。然而，本论文是为那些已对基础惯导概念很熟悉的实际工作者而写的。     

政策

欧洲防务局（EDA）为了更好地对欧洲精确制导弹药的发展路线图和实施计划开展战略性研究工作，以满足共同安全与防务政策（CSDP）的能力需求，近期与BAE系统公司的博福斯分公司签署了一份研究合同。     

载人机动装置的姿态与轨迹控制

论述了载人机动装置（MMU）在载人航天中的作用，介绍了MMU控制系统的配置，MMU姿控发动机与轨迹控制发动机的协调控制，MMU的姿态测量以及姿态控制逻辑，分析了MMU姿态控制与轨迹控制的相互影响，最后给出MMU舱外活动的姿态控制以及姿态和轨迹连锁控制的数学仿真结果。