重力梯度力矩引起的自旋稳定卫星姿态摄动

建立了自旋稳定卫星姿态摄动的数值分析方法及模型,对重力梯度力矩作用下自旋卫星自旋轴相对于地心惯性系进动和章动以及赤经和赤纬的变化进行了仿真分析。对重力梯度力矩引起的自旋稳定卫星姿态摄动的演化规律进行了研究。指出在重力梯度力矩的作用下：自旋轴指向绕轨道面法线进动;章动角速度远小于进动角速度;轨道角速度越大,星体相对于地心惯性系的进动角速度和章动角速度越大,赤经和赤纬的变化率越大;自旋角速度越大,星体相对于地心惯性系的进动角速度和章动角速度越小,赤经和赤纬的变化率越小。     

一种同步自旋卫星姿态控制优化方法

根据同步自旋卫星姿态的运动规律以及自旋卫星姿态的长期实测数据,建立了姿态变化规律方程,采用最小二乘方法求解姿态变化方程,实现对自旋卫星姿态预测,预测误差小于0.05..针对目前工程应用中姿态保持周期短的问题,结合姿态及轨道倾角变化规律,建立目标姿态选取的约束方程,并利用投影梯度法求解约束方程,寻求姿态保持时间长的姿态控制目标.实际应用结果表明：该方法可以延长姿态控制周期,使自旋卫星姿态保持周期达到1 a.     

自旋弹头的自适应变结构控制研究

对自旋弹头实现末端机动的变质心控制系统进行了研究。采用牛顿力学方法重新建立了自旋弹头的姿态运动模型。在此基础上,采用自适应变结构控制方法设计了变质心控制系统,对弹头内部质量块的偏移运动进行控制,进而准确地控制自旋弹头的姿态运动。仿真结果表明：所设计的变质心控制系统具有快速性和较高的控制精度,实现了对自旋弹头姿态角的准确控制。     

基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一,其控制方法有多种,本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理,然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法,最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明,控制量的计算结果准确,控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗自旋卫星发射中得到应用和验证。     

近地航天器量子导航定位卡尔曼滤波算法研究

针对近地航天器量子导航定位系统,为了进一步提高其定位精度,利用滤波技术将QPS测量值结合航天器的运动模型进行状态量的滤波估计.给出了基于基线干涉原理的量子定位系统观测方程和以二体运动为主的航天器轨道运动模型,在此基础上详细推导了扩展卡尔曼滤波处理过程,并针对该模型进行了仿真.仿真结果表明,基于EKF的量子导航定位精度有明显提高.     

基于多重网格方法的跨声速颤振数值模拟研究

使用多重网格的方法对二维翼型和三维机翼的跨声速颤振进行了数值求解.流场控制方程为N-S方程,湍流模型采用SA模型网格.计算网格采用结构网格,空间离散采用中心格式,使用双时间法进行时间推进.流场与结构之间的数据通过径向基函数(RBF)插值方法进行交换.通过耦合求解流场控制方程和结构运动方程得到Isogai(case A)机翼模型和Agard445.6机翼的跨声速颤振边界.通过与使用单重网格时得到的结果相比较得出,多重网格方法能够节省计算时间,提高颤振分析计算效率.     

跨距与运动约束的隧道内列车惯性导航方法

高速列车通过隧道时无法接收卫星信号,而仅依靠惯性导航的定位误差增长较快,针对这一问题提出了一种利用列车和隧道特点辅助惯性导航的方法。该方法使用GNSS和运动约束估计IMU相对于车体的安装角,并在隧道内使用运动约束和路标跨距约束提高列车的定位精度。基于状态变换卡尔曼滤波设计了系统方程和观测方程,与传统方法相比,系统方程更接近线性定常系统,滤波时间更新方程与测量修正方程可采用相同的计算频率,减小实时计算负担,有利于高速运动下的组合导航。基于实际的高速列车行驶实验,设计了列车穿越隧道的仿真实验,实验结果表明,两种约束辅助的惯性导航在隧道内的定位精度有明显提高,优于3‰行程。     

变质心自旋弹头的姿态运动建模与仿真分析

为了明确直观地表现自旋弹头姿态运动与控制量之间的关系,采用牛顿力学方法建立了自旋弹头的姿态运动模型。选取质量块的运动方式为正弦运动,推导了质量块的运动加速度。为了分析质量块运动对自旋弹头姿态运动的影响,构建了仿真模型,选取质量块的三种不同运动频率进行了对比仿真。仿真结果表明,质量块的运动频率越大,即其运动加速度越大,引起的自旋弹头俯仰角和偏航角的变化范围越大,自旋弹头的机动能力越大。     

四元数在伴随卫星姿态控制中的应用

针对传统的欧拉角方法不适用于航天器大幅度姿态机动运动的数值仿真。研究了用四元 空间站伴随卫星的姿态控制问题。介绍了空间站伴随卫星的概念及任务;根据航天器动力学方程,利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的空间站伴随卫星姿态控制律,并对该控制律进行了仿真计算,仿真结果表明,所推导的控制律能对空间站伴随卫星进行准确、快速的姿态控制。     

低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法

针对我国地面测站对高轨卫星监视能力缺乏的问题,提出一种低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法。该算法引入天基跟踪坐标系,消除测距信息影响,建立仅测角观测方程;引入法向运动,增加摄动因素影响,建立扩展拉普拉斯动力学模型;推导分析观测模型和动力学模型的关系方程,将初轨计算问题转换为非线性方程求解问题,利用高斯全主元消去法完成方程求解。通过实战和仿真测角数据对方法进行检验,结果表明,该方法能利用仅测角数据对非合作目标进行初轨确定,精度在公里量级,可为我国地基监视系统提供补充参考。     

Optimal Terminal Rendezvous as a Stochastic Differential Game Problem

The optimal terminal rendezvous of two satellites in orbit about the Earth is studied using a stochastic model and formulating the rendezvous as a game problem. Each satellite has noise-corrupted output measurements and uses a Kalman filter to generate the best estimate of the states describing the rendezvous. The optimal control for the satellites is determined. A comparison is made in terms of dimensionality and complexity to a deterministic solution of the rendezvous problem.     

一种无卫星辅助的制导弹药滚转角误差修正算法

针对海军舰载制导弹药MEMS惯导系统在卫星失锁后滚转角误差较大的问题，提出了一种不依赖卫星的制导弹药误差修正算法。根据弹体高速旋转时的定轴性使得短期内弹体侧向位移为零的特点，建立了弹体发射坐标系导航误差方程。利用自适应扩展Kalman滤波估计与修正卫星失效条件下的滚转角误差。为了检测并抑制量测突变引起的随机误差，使用自适应因子来调整滤波器参数。车载模拟试验和弹道仿真结果表明，10s对准时间内，滚转角误差能够收敛到0.5°以内，满足制导弹药控制精度的要求, 降低了制导弹药飞行过程中对卫星导航的依赖，提高了系统的自主性。     

改进的GPS/INS组合导航选星算法

在已有的 GPS定位的选星算法的基础上,从组合系统量测矩阵出发提出了一种适用于 GPS/INS组合导航的选星算法。此算法在原有算法的基础上,考虑了卫星仰角、方位角对卡尔曼滤波器可观性的影响,避免因观测量与系统状态间关联项的减少而导致的滤波器可观性下降,从而保证滤波器性能的稳定。     

The Effect of Satellite Spin on Two-Way Doppler Rangerate Measurements

The rotation of a spin-stabilized satellite employing a turnstile antenna for reception and retransmission affects two-way Doppler range-rate measurements. Two different types of tracking systems are considered and, in both systems, the range-rate measurement is changed by the amount begin{equation*} |Delta dot{r}| = frac{|1 pm 1/k|}{2} lambda_{t}f_{s} end{equation*} where k is the turn-around ratio of the satellite transponder, Xt is the wavelength of the ground-based transmitter, and fs is the spin rate of the satellite. The positive sign is used if the turnstile antenna elements are connected to give the same polarization for both reception and transmission. If the antenna connections result in different polarizations, the minus sign is used and the magnitude of the effect is reduced.     

Kalman Estimation and Control of Dual-Spin Satellites

lt is necessary to maintain the spin axis of dual-spin geostationary communications satellites with nontracking ground antennas to within 0.1 degree of the orbit normal by periodic attitude corrections. Normally, the data for attitude estimation are determined from the analog sensor waveforms telemetered to the ground station. This information is supplied to the attitude determination program, which processes the data and outputs the right ascension and declination of the spin axis. An application of the extended Kalman/ filter in estimating the attitude of dual-spin geostationary satellites is presented. The precession of the angular momentum vector by the solar radia-tion torque is considered to be the only natural attitude perturbation. The orbital dynamics are considered to be known and are decoupled from the attitude dynamics. A periodic attitude control policy is then derived.     

Nontracking antenna performance for inertially controlled spacecraft using TDRSS

A series of tests to validate an antenna pointing concept for spin-stabilized satellites using a data relay satellite is described. These tests show that proper antenna pointing on an inertially stabilized spacecraft can lead to significant access time through the relay satellite even without active antenna pointing. We summarize the test results, the simulations to model the effects of antenna pattern and space loss, and the expected contact times. We also show how antenna beam width affects the results.     

C频段统一测控系统非相干测速功能探讨

针对目前国内C频段统一测控系统因不具备测速功能,在发遥控期间无法进行测距,导致其无法对卫星进行连续轨道测量的缺陷,提出了非相干测速方法。非相干测速利用卫星遥测信息中的上行载波多普勒信息以及地面站获取的下行载波多普勒信息,计算得到双向多普勒信息,对双向多普勒进行计算可获得连续的卫星运动速度信息。本文在理论上证明了这种方法的可行性,并以自旋式卫星同步控制过程中天地时延精确修正为例,说明了这种方法的应用价值。