某型固体火箭发动机推力测量不确定度的评定

根据“固体火箭发动机测量不确定度的评定”航天工业行业标准ＱＪ１２７５－９４,对某型固体发动机推力测量进行了不确定度的评定。文中简述了发动机推力测量系统工作原理、不确定度来源、不确定度计算。给出了固体发动机推力测量不确定度。     

动能拦截器运动伪装末制导律设计

针对动能拦截器末制导问题，基于运动伪装理论设计了末制导律和相应的脉冲宽度脉冲频率(PWPF)调节器。根据拦截器和目标在视线旋转坐标系下的相对运动关系建立了动力学模型。通过运动伪装特性得出的拦截条件推导出作用在视线法向上的制导指令表达式。在动能拦截器制导推力受限情况下，利用PWPF调节器调节制导指令。考虑系统的可控条件和拦截条件，对调节器参数进行了理论设计。运动伪装末制导律保证动能拦截器在制导过程起到伪装作用，具有较高的制导精度和较小的命中过载，同时经过参数设计后的PWPF调节器可以节省燃料。最后，通过数值仿真校验了所设计末制导律的正确性和有效性。     

月地低能返回轨道最优控制策略研究

为解决月球货运飞船采用的低能返回轨道对初值极为敏感的问题,研究了月地低能返回轨道的最优控制策略。首先基于椭圆四体动力学模型,分析了月地低能返回轨道的动力学特性;进而引入协方差分析法分析了轨道初始飞行状态的误差传播特性,确定了保证终端再入点高度约束要求的飞行器入轨点位置、速度以及入轨时刻控制精度需求;根据轨道对不同时期施加控制的敏感性不同,设计了一种三脉冲轨道控制策略,以实现既精确控制落点约束,又节约控制燃料消耗的目的。从仿真结果可知,该策略可有效控制月地低能返回轨道终端再入点精度,降低初始敏感度。该控制方案用于月地转移可显著降低对推进控制系统的精度需求,提高转移方案的工程可实现性。     

考虑零控交班视窗角约束的拦截中制导设计

针对临近空间防御作战问题,提出了一种考虑零控拦截和交班视窗角约束的中制导算法。首先基于零引力差假设分析了中末交班零控拦截条件,利用该条件可将零控拦截和交班视窗角约束向终端状态约束进行转化,为多约束中制导设计提供了更简便的思路;通过引入低维权重矩阵及控制量的谱表达式,推导了一种时间固定下的广义拟谱模型预测静态规划算法,并结合Legendre伪谱法和自适应Gauss-Lobatto积分,提高了算法计算效率,最后将其用于本文中制导设计。仿真结果表明:本文设计的中制导算法能满足零控交班约束,所需控制成本较小,制导精度和计算效率较高,且通过Monte Carlo打靶分析,在满足实时性要求前提下,对初始状态扰动和参数摄动情况仍具有较强鲁棒性。     

大载荷摆动情况下飞行器姿态控制研究(英文)

天文观测卫星的主敏感器安装在一个具有二自由度、并直接与卫星平台相连的万向支架上。因敏感器的质量和长度不能忽略,故卫星姿态及其质心位置、转动惯量等结构参数将因敏感器与卫星间的角运动而发生改变,因此大载荷摆动情况下的飞行器姿态控制是本文研究的重点。本文根据动量矩定理推导出了存在内部相对运动的二刚体动力学模型,卫星系统的转动惯量将由该模型确定。由卫星的当前及其期望姿态四元数,构建出描述卫星姿态偏差的拟欧拉角;对拟欧拉角进行规范化处理,以保证三通道所对应的拟欧拉角分量分别由控制力矩的3个分量所控制。之后,提出了基于拟欧拉角的姿态开关控制律,该控制律可保证三通道所对应的相轨迹可沿开关线滑向坐标原点(其期望状态)。仿真结果表明,即使是在结构不对称和三通道严重耦合的情况下,该控制律也能保证卫星姿态可以得到较好的控制。     

基于时间最优的大气层外拦截律设计

针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明：拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。     

质量矩控制自旋弹弹体性能分析

研究了径向滑块做与弹旋等频的正弦运动时自旋导弹弹体的性能问题.增加滑块质量是提高导弹机动能力的必要条件,但由此带来的惯性力却降低了系统性能.与滑块状态有关的惯性力在弹体系下可分解为相对惯性力、哥氏惯性力、切向惯性力和离心惯性力,分析了惯性力对系统章动和进动的影响,研究了如何降低惯性力的负面效应.研究结果表明:切向惯性力的变化导致导弹惯性主轴频繁偏移;导弹自旋一周后附加离心惯性力、附加哥氏惯性力和附加相对惯性力对弹体的等效控制力不为零;降低滑块导轨与导弹横向惯性主轴之间的距离可有效降低惯性力对系统的影响.     

捕获非合作目标后航天器的自主稳定技术研究

捕获非合作目标后航天器质量特性发生突变,这大大地增加了系统的不确定性,控制不当容易导致失稳.为避免控制过程中航天器出现较大系统干扰问题,提出了先识别捕获后的系统质量特性,而后合理摆放非合作目标的自主稳定策略.首先,对航天器捕获过程和自主稳定策略进行了描述;其次,依据动量矩定理建立了非合作目标与航天器组合系统的数学模型,推导了非合作目标位置与质量特性之间的关系;然后,基于航天器数学模型和姿态测量信息,采用非线性规划方法对质量特性进行了辨识;最后,利用滑模变结构理论设计了非合作目标的控制回路,采用Lyapunov理论对系统的稳定性进行了分析.仿真结果表明:本文提出的自主配平策略响应快、精度高,适合在轨服务.     

连续力矩作用下的柔性航天器再定向与振动抑制

研究带两帆板航天器的三维再定向与振动抑制问题，执行机构为反作用轮。建立了柔性空间飞行器三轴耦合姿态动力学模型和四元数姿态运动学模型，建模时考虑了帆板的弯曲变形和扭转变形。采用拟欧拉角及角速度作为反馈信号，设计了一种ＰＤ控制律。该控制律可以用于对任意目标姿态的再定向而形式保持不变。用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法证明了姿态的渐进稳定性和模态振动和衰减性。非线性闭环系统的仿真结果验证了所设计控制律不仅能够使航天     

基于日地月方位信息的月球卫星自主导航

采用自主导航技术，可以降低月球卫星的任务成本，提高其生存能力。现研究了利用太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器测量出的卫星-太阳、卫星-地球和卫星-月球方向矢量作为观测量，采用迭代最小二乘方法、定历元时刻的卫星状态，并以轨道预报的方式实现月球卫星的自主导航。对该自主导航算法进行了数学仿真，分析比较了敏感器精度、部分轨道参数等因素对定位精度的影响，总结了其变化规律。最后对比了迭代最小二乘方法与扩展卡尔曼滤波的导航仿真结果，结果表明前者具有更高的精度。