协方差交叉融合的惯性/卫星/雷达组合导航研究

针对卫星导航信号受干扰情况下惯性/卫星组合导航精度下降的问题,在多机协同编队中,提出采用基于协方差交叉融合的卡尔曼滤波器,将雷达相对导航定位结果与惯性/卫星组合导航进行信息融合,提高了多机编队飞行的导航定位精度和可靠性。通过仿真研究表明,在卫星导航信息不可用条件下,基于协方差交叉融合的惯性雷达相对定位算法,能够有效解决惯性导航精度变差的问题,提高多机协同编队的作战性能。     

一种提高导航卫星星座自主定轨精度的方法研究

针对近地导航卫星仅利用星间测距进行自主定轨时,因无法消除星座整体旋转误差而导致长期自主定轨精度不高的问题,提出了利用拉格朗日导航卫星星座与近地导航卫星星座联合仅利用星间测距进行自主定轨的方法。建立了拉格朗日轨道导航卫星星座和近地导航卫星星座联合仅利用星间测距进行自主定轨的动力学模型和观测模型。利用扩展Kalman滤波（EKF）算法和星间测距信息实现了拉格朗日轨道导航星座与近地导航星座的长期自主定轨。以4颗拉格朗日卫星组成的导航星座与12颗GPS卫星组成的近地导航星座作为仿真对象进行了仿真分析,仿真结果表明本文仅利用星间测距的联合自主定轨方法可以有效提高导航卫星星座的长期自主定轨精度。
     

卫星信号缺失情况下GPS/SINS组合导航系统研究

针对GPS/SINS组合导航在复杂环境中出现的卫星信号不全情况,在分析SINS误差模型的基础上建立了组合导航的松组合和紧组合模型,采用无迹卡尔曼滤波对两种组合模式进行仿真实验.仿真结果显示,在卫星信号正常情况下,紧组合的导航精度高于松组合;在卫星信号缺失时,松组合转变为单纯的惯性导航,导航误差随时间积累,紧组合虽然误差增大,但在一定时间内仍能提供精确导航信息,提高了GPS/SINS组合导航适应复杂环境的能力.     

导航卫星铷钟环境温度控制与飞行性能分析

结合铷钟对其工作环境温度的要求,介绍了导航卫星铷钟小舱热控设计中的高精度加热控温方法,并对铷钟小舱在GEO卫星和IGSO卫星上的飞行数据进行分析。导航卫星铷钟工作环境温度控制满足-5～10℃的范围要求,光照期温度控制稳定性达到0.2℃/d,GEO 卫星、IGSO 卫星在阴影期温度控制稳定性分别达到0.8℃/d、0.3℃/d。     

北斗卫星导航系统在汶川地震中的应用及建议

分析了汶川地震救援对卫星导航定位及应急通信的需求,简要介绍了北斗卫星导航技术、功能及导航卫星特点,总结了北斗卫星导航系统在这次汶川地震中的应用情况,最后提出了建设我国北斗导航卫星系统的建议。     

卫星/INS组合导航仿真平台结构与仿真模型研究

建立卫星/INS组合导航仿真平台可以先行对结构设计、相关算法和精度分析验证提供支持,是优化设计指标和加快开发周期的有效途径。本文根据卫星/INS组合导航系统的特点,利用面向对象技术进行模块分解,设计了一种扩展性好的卫星/INS组合导航仿真平台结构。并提出了与此平台构建相关的关键仿真模型。另外,还提出了一种从数值上对卫星轨道根数进行仿真的方法,避免了直接由动力学模型来计算卫星轨道根数的复杂性,简化了卫星轨道根数的仿真。     

导航卫星系统与经济发展

介绍了导航卫星系统及其发展,并探讨了导航卫星系统及其应用对经济发展的影响,提出了发展我国导航卫星系统的建议。     

卫星导航定位走向运营服务

对卫星导航定位发展历史进行了回顾，分析了卫星导航定位应用市场现状，列举了卫星导航定位运营的几种典型服务模式，提出了卫星导航定位走向运营的必然发展趋势。     

北斗卫星导航标准体系初探

结合卫星导航及北斗卫星发展状况,分析北斗卫星导航标准体系建设的必要性,介绍国内卫星导航标准现状,提出我国卫星导航标准体系的构建原则与思路.     

卫星自主导航技术发展综述

综述了国外卫星自主导航技术的研究历史和现状 ,简要地介绍了国外的麦氏自主导航系统、星光折射 /星光色散法自主导航系统和基于雷达高度计的自主导航系统的研制情况、特点及导航精度 ,为确立我国研制卫星自主导航系统的技术路线提供参考     

一种空间机械臂构造模块的研制

提出了通用二自由度空间模块（TODOM）的概念，并以通用TODOM作为空间机械臂的构造模块。TO—DOM由两个旋转模块及一个连接模块共三个基本模块组成。根据空间机械臂的具体构型需要，将TODOM的三个基本模块之间的机械接口进行专门设计，即可配置成确定构型的二自由度关节。由这样数个不同构型的二自由度关节可以组装出具有偶数个自由度的空间机器臂。采用一体化概念设计的TODOM减小了关节的质量与体积，提高了系统的可靠性。通过对由TODOM构成的一套二自由度关节进行的试验初步验证了TODOM设计概念的合理性及可行性。     

样条函数在轨道计算中的应用

提出了在已知现速度的情况下，用样条函数计算视加速度的新方法，避免了传统牛顿插值法的不可靠性及由此而产生轨道重构错误的缺点，仿真结果表明用样条函数法重构的轨道精度明显优于牛顿插值法。     

1553B多功能RT IP核的设计与实现

介绍了采用一种自主研发多功能IP核实现总线全地址响应的设计方案,其可在FPGA中灵活配置,配备外围电路后可以方便实现各种功能.设计采用VHDL硬件描述语言进行编程,采用综合工具ISE Foundation对设计进行综合、优化,在ModelSim - SE 6.1g中进行时序仿真,并且最后在FPGA上实现.     

基于Globus Toolkit 4的网格服务开发环境

模拟网格环境以及开发网格服务应用程序,首先要配置Globus系统。Globus Toolkit 4．0(GT4)现已成为构建网格环境和开发网格服务的首选平台。讨论了网格服务的基本思想,分析了GT4的新特性及其在产业界的应用,探讨了在Linux上安装和配置GT4的方法和过程,并对该系统进行了测试。     

试验数据管理平台设计研究

为了解决试验数据管理中面临的4方面问题,需建立基于关系数据库的试验数据管理平台.设计该平台需首先对试验数据管理平台设计需求进行全面分析梳理,基于软件4个方面的需求和软件设计思想,设计试验数据管理平台框架,平台框架的3个层面内容包括：数据访问层、业务逻辑层及界面展现层,搭建、配置及实现完成试验数据管理平台软件部分同时根据该平台软件性能需求配置与之匹配的硬件设备.针对试验数据管理平台开发设计中涉及的4项关键技术进行简要介绍,包括数据库架构设计、数据解析存储技术、数据查询、统计技术及数据协同类比分析技术.基于试验数据管理平台进行应用,实现海量试验数据存储,关键参数统计比对、包络线分析,数据分类解析导入与规范输出,试验资源管理.     

非完整配置下姿态翻滚抑制的滑动控制

本文讨论了以非完整的单向推力器系统为执行机构时，刚性航天器的去翻滚控制问题。针对共面扰量降维完整配置，通过状态变换将其转化为变换系统的零扰量控制问题，基于滑动控制律实现了姿态角速度的淅进镇定，表明利用三个适当配置的单向推力器可以实现支翻滚任务。仿真结果证实了所述方法的有效性。     

FPGA多模式高效脉冲压缩工程应用

针对现代雷达系统功能需求多样化、处理数据量大的特点，提出一种基于现场可编程门阵列（FPGA）处理平台的多模式高效频域脉冲压缩方法。其快速傅里叶变换（FFT）模块采用复式FFT结构，其运算能力比基-4 Burst I/O结构提高了一倍；参考函数模块采用实时查表法，根据发射信号基本参数对参考信号进行实时生成；脉冲压缩模块进行了知识产权（IP）核封装处理，使其既能通过灵活配置适应多工作模式实用需求，又能够便利地移植和复用。采用此方法在基于Virtex-7 FPGA硬件平台上进行试验验证，结果表明，该方法能够高效地实现8192点至32768点脉冲压缩处理，处理点数多，实时性高，且处理结果满足航天工程应用要求。     

The economics of large orbital communications systems

This paper examines the economics of a very large satellite in geostationary orbit. Present day charges for satellite transponders are used to show that the seemingly high cost of this type of platform is rapidly repaid. Several orbit locations are selected on the basis of current usages and a satellite is configured with the power and mass requirements identified. Costs for the total space segment of a large platform are extrapolated using established cost histories of both satellites and launch vehicles. It is shown that the original investment is repaid in less than three years. After this time, the platform continues to earn revenue.     

Planar dynamics of variable length multi-tethered spacecraft near collinear Lagrangian points

This paper examines the planar dynamics of a wheel-and-spoke configured multi-spacecraft system, connected together by variable length tethers, near the second Sun–Earth Lagrangian point. The closed form solutions of the system under some simple tether length functions are determined and numerical results for the tether pitch librations under more complex tether length functions are obtained, along with the control effort required to maintain the desired tether librations.     

欠驱动挠性航天器的全姿态控制

考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋＋飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是：首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋＋飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。