一种空间交会绕飞段的小推力滑移制导方法

小推力技术在空间交会任务中应用前景巨大,可用于长期绕飞和快速绕飞任务．研究滑移制导方法在空间绕飞中的具体应用,给出任意空间绕飞任务的描述方式,推导任意平面内的圆轨道绕飞和椭圆轨道绕飞公式．考虑实际工程需要,研究基于小推力发动机的滑移制导方法在工程上的实现问题,仿真验证了小推力技术在绕飞任务中的工程可行性．     

燃烧加热器气动阀门阀后压力的模糊控制

燃烧加热器是超燃冲压发动机研究的主要试验设备。试验气体包括氢气、氧气、空气和氮气等,需要调节控制的参数为试验气体的压力、流量。根据燃烧加热器的控制需求,设计了一套以工业控制计算机为核心的实用并且兼顾可靠性要求的控制系统。采用自适应Fuzzy-P1的控制方法对试验气体压力进行压力控制,在常规PI控制器的基础上,对控制器的比例系数Kp和积分系数Ki进行在线调整,使控制器既满足响应快、超调小、稳定时间短的要求,又提高稳态控制精度,取得了较好的控制效果。     

基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测

为提高机场的整体运行效率和综合保障能力,提出了一种基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测方法。构建了航空器的滑行动态模型,进而引入标称速度剖面的概念。将DSW算法应用到速度剖面的拟合中,得出一种标称速度剖面的生成方法,并通过建立平均速度修正参数修正不同机型对滑行速度的影响,基于动力学平衡方程,构造了标称速度到瞬时速度的映射,结合BADA数据实现对瞬时速度的修正。在上述分析的基础上得到航空器场面滑行4D轨迹预测模型。案例表明,与基于动力学的方法相比计算结果更加准确,使平均误差降低47．3％,能够有效地预测航空器的4 D轨迹。     

X射线脉冲星/SINS组合导航研究

X射线脉冲星导航是一种新兴的天文导航方法, 该导航方法可靠、稳定, 不受近地空间的限制, 但在轨道机动过程中导航精度不高. 针对此问题提出了X射线脉冲星/SINS组合导航方法, 对该方法的应用效果进行了数值仿真分析. 结果表明, X射线脉冲星/SINS组合导航在轨道机动过程中具有较高的导航精度, 有效抑制了惯性导航误差随时间的漂移, 提高了X射线脉冲星导航方法的通用性, 为X射线脉冲星导航的工程应用奠定了理论基础.      

投影图像法对旋转体空间扫描角和转速的测量研究

扫描角和转速是某伞一弹系统风洞试验中要求必须测量的重要技术参数.对伞-弹系统扫描角和转速进行定量动态测量是试验中必不可少的技术环节.投影图像法测量的原理就是利用一定截面积的两路正交平行光源,将旋转弹体分别投影到两个正交的投影屏上,利用两套高速CCD成像系统,将两路弹体投影图像同步采集并实时记录下来,试验结束后利用图像处理软件自动计算出两路图像序列角度分量,按照时序合成出每一时刻弹体的空间扫描角,并根据序列角度分量,计算出弹体的瞬时转速和全周期平均转速.利用该测量方法,在西安某所立式风洞中成功对多个型号的伞-弹旋转弹体空间扫描角和弹体转速进行了测量,取得了良好的测量结果.旋转体的静态角度测量精度为0. 18°,动态扫描角测量精度控制在0. 25°以内.作者从扫描角测量原理和方法人手,着重介绍该投影图像处理测量系统的设计和实际运用,给出了某伞-弹系统风洞试验的测量结果.     

快速绕飞卫星空间圆编队设计方法

连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。
     

跑道入侵防御灯光控制指令决策方法

为避免跑道入侵的发生,提出一种基于Petri网的灯光控制指令自动决策方法.首先根据跑道静态模型和运行过程,利用Petri网建立跑道区域受控运行模型,然后结合跑道管制规则给出线性不等式约束模型和优先等级约束模型.综合跑道运行约束模型、跑道当前标识信息和观测器信息,给出控制策略,确定受控运行模型中变迁的使能状态.在此基础上,提出基于变迁使能状态决策灯光控制指令的方法,最后通过算例证明决策方法的有效性.     

基于拟平均根数之差的航天器相对导航UKF滤波算法

针对星载雷达数据(距离及其变率、角度及其变率),推导了以相对拟平均根数为状态变量的星间相对导航UKF滤波算法.建立了包含J2一阶长期项摄动的状态转移方程.推导了无奇点的相对拟平均根数与相对位置速度之间的转换矩阵,并分析了坐标变换中被忽略的二阶项的影响,对转换矩阵的精度进行了有效补偿.提出以相对位置速度为直接观测量,设计了具有自调整功能的测量误差协方差阵,避免了建立观测方程时状态量对直接观测量的繁琐偏导计算.仿真结果证明了该算法的有效性.     

自由段弹道扰动引力计算的球谐函数极点变换

为提高弹道导弹自由段扰动引力赋值速度,提出了自由段扰动引力计算的球谐函数极点变换一般方法。重点针对轨道动量矩与天球交点为极点及主动段关机点为极点两种情况,推导了考虑侧向偏差和地球旋转修正的扰动引力计算的球谐函数极点变换模型。仿真分析表明:从落点偏差来看,前者扰动引力计算相对误差为1.89%,后者为6.07%,满足诸元和制导精度要求。     

运载火箭推力故障下轨迹在线重规划方法

针对运载火箭非入轨飞行段出现动力系统故障的问题,提出了一种基于能量最优的在线轨迹重规划方法。通过参考轨迹进行引力项的凸化以及根据故障时刻和故障程度的不同设置不同的飞行时长,同时采用无损凸化、线性化和梯形离散等方法,将原始最优控制问题转化为可以采用原对偶内点法迭代求解的二阶锥规划问题,重新规划其飞行轨迹。仿真结果表明该算法能有效提高运载火箭应对突发故障的能力,实现轨迹在线快速收敛,满足动力系统故障后飞行轨迹重构需求。