基于C-W制导的瞄准点修正技术

在分析C-W冲量制导误差源的基础上,指出主要摄动为C-W方程的线性化误差,相对J2项摄动误差和发动机的冲量假设误差.在求解得到主要摄动作用下相对运动方程解析解的基础上,提出了瞄准点修正技术,在计算量增加不大的前提下,不仅提高了C-W制导精度,而且实际制导曲线趋近于最优交会轨迹,燃料消耗接近最优解.     

有限推力轨迹优化问题的直接打靶法研究

研究了求解有限推力轨迹优化问题的直接打靶方法。说明了利用直接打靶法将最优轨迹问题转化为参数优化问题的基本转换方法 ;给出了状态和控制变量的等式 (或不等式 )约束的转化方法 ;从插值和数值积分两个方面对转换过程中产生的误差进行了深入分析。最后 ,以最优交会问题为例 ,说明了不同节点数目和积分步数对计算结果的影响     

空间交会接近与绕飞设计

文章研究了空间交会接近与绕飞的设计方法, 给出V-bar转移的一般解, 适合任意转移时间。对V-bar至R-bar或H-bar的转移, 设计了不同转移方式, 以满足轨迹界角、转移时间、速度增量、制导方法等方面的要求, 为空间交会总体设计提供依据。     

基于线性协方差方法的交会对接误差分析

将线性协方差分析方法和蒙特卡罗仿真相结合,按交会任务和飞行特征把交会过程分为变轨飞行、自由飞行和中途速度修正三种特征段,研究了状态误差的传播规律和交会过程中各种误差对交会对接精度的影响。在变轨飞行段,分析了追踪航天器的姿态误差、控制系统性能状态估计误差,以及目标航天器轨道摄动对状态误差传播的影响。在自由飞行段,分析了追踪航天器估计状态误差的先验值和测轨误差对状态误差传播的影响。在中途速度修正段,分析了追踪航天器姿态误差和控制系统性能误差对状态误差传播的影响。仿真结果表明,误差分析方法设计合理,可以指导交会对接的轨道设计工作,能对已经设计好的交会策略进行误差分析和设计验证。     

椭圆轨道非合作目标交会接近策略与控制

文章研究了追踪航天器与失控旋转非合作目标航天器在椭圆轨道中的交会接近策略与控制。在接近策略方面,首先,根据目标航天器大致结构设定一个安全的停泊点,使追踪航天器交会至停泊点;其次,通过在停泊点对旋转目标航天器姿态的观测,分析和预测其运动并确定合适的抓捕点位置,设计安全的接近轨迹,使追踪航天器沿着该轨迹接近至理想的抓捕实施点位置。在控制方面,考虑实际系统中的不确定性,只利用两航天器之间相对位置的测量信息,设计基于特征模型的自适应控制方法实现交会接近。最后通过数学仿真模拟整个交会接近过程,验证了文中所提出的接近策略和控制方法。     

交会对接远距离导引精度分析

为确定交会对接任务地面远距离导引控制可达到的精度,分析了影响精度的误差因素;提出了利用简化动力学模型、采用拟平均根数法和协方差法进行误差传播计算的方法;推导了误差传播和误差分析数学模型;进行了仿真计算.结果表明:远距离导引终点精度主要由传播误差决定,在一定初始条件下,当外推时间小于6 h时,终点位置精度可达到2~5 km,速度精度可达到2~3 m/s;误差传播中,沿迹和径向误差因素占主要成份,且随外推时间增加沿迹误差影响逐渐增大;终点精度的提高应从抑制沿迹、径向误差着手.提出的地面导引控制精度分析方法综合考虑了各种误差因素,计算便捷,适用于工程方案设计阶段的精度分析与估计.      

航天器入轨误差分析

由于发射时熄火点产生的误差,需要有一种误差分析以便确定运载火箭的制导精度。本文介绍了飞行路径上的小误差对航天器轨道的影响,接着讨论了确定制导精度的方法并给出了圆轨道的简化公式。     

捷联惯导系统圆锥补偿算法研究

为了提高高动态环境下捷联惯性导航系统的精度,消除圆锥效应带来的误差,对圆锥补偿算法的设计和圆锥补偿误差特性进行了研究.首先给出了旋转矢量方程和经典圆锥运动的角速度模型,进而推导出了经典圆锥运动的角增量公式、角增量叉乘公式,建立了圆锥补偿系数方程,给出了基于该方法的21种圆锥补偿算法.并对圆锥补偿误差特性进行了仿真研究,最后给出了计算机仿真结果.      

机器人全闭环定位误差因素敏感度分析

针对因影响定位误差因素较多而不易对机器人定位误差进行准确标定的问题,首先建立了基于雅克比矩阵的机器人全闭环定位误差数学模型;然后给出了用于分析各因素单点敏感度的机器人单因素微分定位误差及相对单因素微分定位误差公式;接着采用正交实验法设计了能全面反映机器人定位误差分布的姿态样本空间并基于区间概率密度给出了单因素综合微分定位误差及相对单因素综合微分定位误差公式;最后通过仿真分别分析了机器人各因素对其定位误差影响的单点敏感度及多点综合敏感度,为进一步进行机器人定位误差的标定打下了基础.     

月球轨道交会对接航天器相对状态误差分析

为分析同波束干涉测量这一高精度相对测角技术对月球交会对接两个航天器的相对位置、速度(状态)影响,文章根据协方差分析理论及各测量量的模型,推导测量量关于相对状态量的信息矩阵,建立了相对状态误差协方差模型;结合月球轨道交会对接仿真轨道,开展测量误差对两个航天器的相对状态误差影响协方差分析。结果表明,在当前测量误差条件下,相对位置、速度误差分别达到米级和厘米每秒级。在分析相对状态误差影响因子的基础上,重点对同波束干涉测量差分相时延整周模糊误差及时延率误差对相对状态影响进行了分析,结果表明整周模糊度误差对相对位置误差影响显著,时延率误差对相对速度误差影响显著。     

探空火箭定时定点入轨的一种制导控制规律

针对特定探测天体,给出了特殊用途的探空火箭与其实现空间交会的时刻与地点的计算方法.根据特定天体的运行轨道,发射前算出标称交会飞行轨道,装订在箭载计算机内.火箭发射后,利用箭载惯性导航系统确定自身当前的位置与速度,比对标称飞行轨道参数得出飞行偏差,通过控制火箭推力偏斜调整飞行轨道,使探空火箭在交会时刻到达交会点,并在交会时刻相对与惯性空间的速度为0.定义了研究所用的各种坐标系,建立了火箭飞行动力学方程.研究了标称飞行轨道最优交会点选取,交会时间与发射时间计算等问题.给出了发射后动力飞行段的制导控制规律,核心思想是将控制信号分解为时间控制、当地水平面上的海拔高度控制、南北控制与东西控制,通过设置偏置量减小关机后轨道摄动因素引起的漂移.利用计算机数值仿真验证了这种制导控制规律的可行性.     

月球轨道交会对接任务辅助预报系统设计与验证

针对月球轨道自主交会对接制导、导航与控制(GNC)系统任务特点,设计一种基于人机协同框架的月球轨道自主交会对接过程辅助预报系统.该系统包括利用机器学习方法构建交会对接安全性规则知识库和安全性辅助预报两个部分.首先,在地面半物理仿真试验环境中,对导航监视相机拍摄的图像进行特征提取和匹配,利用图像特征与交会对接偏差组成训练样本对,用决策树方法构建安全性规则知识库.然后,利用安全性规则知识库,根据交会对接飞行过程中监视相机拍摄的当前状态的图像预报交会对接后续过程的安全性,给出成功的概率.通过地面半物理实验表明,该系统能够提升飞行控制过程中的智能化水平,有效协助地面飞行控制人员进行数据监视与任务决策.     

空间交会V—bar接近冲量机动运动分析

从相对运动与绝对运动两方面全面阐述空间交会V—bar接近冲量机动变轨的运动规律。交会接近段的起点与终点为绝对运动转移轨道通径的两个端点，转移轨道半长轴略大于机动变轨前的轨道半径，转移轨道偏心率以及追踪星对目标星缩减的地心角取决于径向速度增量，并给出视界角设计方法。     

九自由度运动模拟器相对位置精度分析与指标分解

摘要： 九自由度运动模拟器是标定航天器交会对接GNC子系统中交会对接光学成像敏感器（CRDS）的关键设备,具有较高的相对位置精度要求.以此为出发点,对影响系统综合指标的误差组成进行系统性分析.梳理各误差分量的关系及相互作用原理,建立误差模型,通过对系统综合指标进行合理的分解与分配,最终使九自由度运动模拟器系统精度达到设计要求.     

卫星远场测试工艺装备设计

导航卫星播发信号的用户等效测距误差(UERE)受到众多因素的影响,多径效应是其中较为主要的一个因素。为了测定卫星外形布局对多径效应及其带来的伪距误差的影响,同时为了验证减少多径效应的布局优化措施是否有效,有必要进行导航卫星的无线测试。在对试验技术条件进行充分研究后,设计了一系列的试验支持装配和工具,满足了多个状态的测试要求。通过工装的关键功能设计,完成了某卫星远场测试,测定了导航定位误差在典型工况下的量级,对卫星导航误差分析和提高定位精度有着重要意义。     

SINS/GNSS组合导航系统可视化仿真

针对惯性导航系统随时间误差积累的特性,设计了一种基于VC++的SINS/GNSS组合导航的仿真系统。根据飞控模块模拟飞机实际飞行轨迹,从而产生惯性测量器件的真值数据。利用Visual Studio2005完成捷联惯导实时解算和全球导航定位系统仿真,完成输出校正,从而实现组合导航系统的动态数字化仿真。程序结果表明组合导航系统可以克服惯性导航系统随时间误差积累的特性,导航参数误差不随时间漂移,可以用于长时间导航。     

基于零速修正与姿态自观测的惯性行人导航算法

针对惯性行人导航中航向角发散致使导航精度降低的问题,提出了一种基于零速修正与姿态自观测的惯性行人导航算法。通过四条件零速检测算法对行走步态中的零速区间进行检测。在检测得到的零速区间内,利用零速修正算法原理构造速度误差的观测量;利用零速区间内行人脚部与地面保持静止、只受到重力加速度及姿态角不变的特性,构造姿态角误差的观测量。应用卡尔曼滤波对零速区间内的姿态角、速度及位置的误差进行估计。利用得到的误差状态估计结果对行人导航进行误差校正,提高惯性行人导航的精度。实验表明:小范围矩形路径中,所提算法的导航轨迹相对误差平均值仅占总路程的0.98%,比零速修正算法减小了78.11%;导航轨迹误差标准差仅为0.14 m,比零速修正算法减小了88.62%;400 m标准操场闭合路径中解算终点相对位置误差仅为1.18%。解算轨迹与实际轨迹匹配度较高,具有良好的应用价值。      

能量最优与燃料最优Lambert交会问题

Lambert双脉冲交会问题是航天工程中轨道转移和在轨交会等领域的重要问题,而能量最优和燃料最优Lambert交会问题是针对典型应用背景和工程需求衍生的一类Lambert优化问题。针对能量最优与燃料最优Lambert双脉冲交会问题提出一种基于矢量形式的解析计算方法,给出能量最优和燃料最优Lambert交会问题的矢量形式解析解,同时对2种最优交会问题求解的性质与特点进行了分析对比。仿真结果验证了计算的正确性及燃料最优轨道相比能量最优轨道燃料消耗较少的事实。      

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。