低轨对地凝视卫星姿态控制

研究了低轨航天器执行对地观测任务时对地凝视观测的姿态控制。根据刚体动力学导出基于误差四元数和误差角速度的动力学与运动学方程,设计了一变结构控制律。仿真结果表明:在对地凝视的姿态控制过程中,设计的控制方法响应速度快于传统控制方法,对卫星转动惯量摄动及外部干扰的鲁棒性较佳。     

输入量化下航天器位姿一体化预设时间控制

航天器在轨抢修或维护等空间近距任务中，往往要求执行任务的航天器在限定的时间窗口和有限通信带宽的条件下，实现对目标的位姿跟踪。针对其姿轨耦合控制问题，提出了一种带有输入量化的姿轨一体化预设时间控制方法。首先，在Lie群SE(3)框架下，建立了相对运动航天器位姿一体化误差动力学模型。其次，引入了输入量化机制，减小控制器到执行机构间的通信频次。接着，基于推导的实际预设时间稳定引理，结合反步法设计了一种非奇异预设时间位姿跟踪控制器。为提高系统鲁棒性，设计新型自适应律估计并补偿系统总扰动，并利用量化器参数抑制量化误差；该方法能够在不依赖系统初始状态、输入量化和扰动信息未知的情况下实现预设时间内稳定，且稳定时间上界可由一个控制参数预先设定。然后，基于Lyapunov理论证明了系统的稳定性。最后，数值仿真结果验证了该方法的有效性。     

考虑通信延迟的卫星集群改进蜂拥控制

针对卫星集群的无碰撞协同运动问题,提出了一种改进的蜂拥控制策略。首先,结合Prim算法和广度优先算法设计了一种计算度、半径约束最小生成树的拓扑优化方法,并将优化结果作为星群的通信拓扑。该方法不仅能够节省每个卫星的通信资源,还能够减少星群网络的通信延迟。随后,为提高参考轨迹生成的快速性,采用基于傅里叶级数的形状曲线逼近法对主星参考轨迹进行规划。在此基础之上,提出了一种考虑通信延迟与碰撞规避的蜂拥控制策略,使星群能够在保证通信连通性的前提下沿参考轨迹运动到目标点附近,并且在运动过程中不发生碰撞。经过理论分析,利用Lyapunov Razumikhin定理证明了卫星集群系统能够达到渐近稳定。最后,通过数值仿真验证了所提控制策略的正确性和有效性。     

基于石墨烯强化传热的微小飞行器热控设计

文章针对微小飞行器电子设备高度集成化带来的热控风险，以某微小飞行器为研究对象，在分析其轨道参数和结构性能的基础上，提出采取不同厚度的石墨烯导热层等温强化传热的热控设计方案；通过热分析软件建立飞行器在轨状态的热模型，仿真计算飞行器在高温和低温工况下的外热流及不同厚度的石墨烯导热层方案下的瞬态温度分布，并对结果进行对比分析。结果表明，采取石墨烯导热层等温强化传热的热控方案可明显降低微小飞行器内部单机的温差，解决高低温工况下单机温度波动较大的问题。同时，通过实验方法验证了利用石墨烯导热层实现微小飞行器等温化的可行性。     

基于深度强化学习的空海联合作战智能决策新方法（英文）

针对空海联合作战中多装备复杂作战场景不确定性高的难点，提出了一种基于深度强化学习的空海联合作战智能决策新方法。为了统一表示复杂网络的输入、输出及其对应关系，提出了综合利用感知机、深度长短时记忆网络及actor-critic结构的方法。针对策略网络学习过程中的不稳定性及近似策略优化算法的缺陷，提出了改进的近似策略优化算法；针对策略网络自学习过程中对手策略的易变性，提出了基于模型性能和模型多样性的新策略以对于基线策略模型进行选择。实验结果表明，该方法在空海联合作战决策中是有效和稳定的。在第四届中国指控学会兵棋推演专项赛中，本方法在百余轮与规则决策算法及人类的对抗中胜率达到97%，较规则决策算法提升20%左右。     

星载双反射抛物面天线热变形分析

星载天线在轨运行时受到空间外热流的影响，会经历周期性的高低温交变，导致其反射面产生热变形。为了保证星载天线稳定运行，选取某型号星载双反射抛物面天线作为研究对象，采用有限元法对天线高温工况下的在轨温度场进行分析，进而将天线上分布的温度载荷作为边界条件映射到结构场中进行热变形分析；同时详细分析了材料属性、铝蜂窝芯厚度、碳纤维贴层厚度、反射面支撑约束位置等因素对双反射抛物面天线热变形的影响，以期为星载天线结构优化设计提供理论参考。     

基于单目视觉的非合作目标相对位姿测量

为实现对空间姿态翻滚航天器的在轨服务与维护以及对空间碎片的清理，需对其进行精确的相对位姿测量。针对相对位姿测量问题，提出了基于单目视觉与卡尔曼滤波的相对位姿测量方法。通过对特征点匹配算法进行调查，采用了具有尺度不变性与旋转不变性的尺度不变特征变换算法(SIFT)和加速稳健特征算法(SURF)的特征点提取方法，并对二者进行了对比，得到了二者分别适用的工况条件。通过对Kalman滤波算法进行研究，引入了相机偏置矩阵，设计了Kalman滤波器，解决了单目相机的距离模糊问题，估计得到了非合作目标的相对位姿、主惯量比以及特征点位置信息。经过仿真，姿态角度估计误差在稳定后低于0.3°，相对位置估计误差在稳定后低于0.5m，相较于真值，误差小于1.67%，主惯量比估计误差在稳定后低于0.01，特征点位置误差在稳定后低于0.005m。在引入相机偏置条件后，滤波状态变量均收敛，并得到具有足够精度的估计，成功解决了单目相机深度信息缺失问题。     

基于输出裕度的批量飞轮力矩优化分配策略研究

为解决传统航天器飞轮力矩分配策略会导致力矩分配不均而影响飞轮寿命的问题,建立了力矩分配问题的数学模型,对基于输出裕度的批量飞轮力矩优化分配策略进行了研究。首先,在考虑飞轮最大输出力矩受限情况下,推导出能量最优分配策略,以保证飞轮组的输出力矩方向不变;其次,为处理传统能量最优分配策略中可能出现的某个飞轮力矩过大而导致其寿命缩短的问题,提出了输出裕度概念,并建立了多目标优化模型,将多目标优化分配转为权系数的选择;再次,用权系数方法描述批量飞轮的性质,推导出一种系统能量和输出裕度双目标优化的分配策略。基于力矩输出裕度进行优化,可在优化航天器能量消耗的同时均衡各飞轮的输出力矩,节省能量并延长飞轮使用寿命,从而提高了航天器可靠性。针对八斜装飞轮的仿真结果验证了所提方法的有效性。