基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪

系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

拦截机动目标的运动伪装制导律

设计了一种基于运动伪装策略的拦截制导律。首先根据弹目相对位置关系得出双二阶动力学模型,依据运动伪装策略的运动特性给出导弹拦截目标的条件。然后利用此条件并结合弹目相对运动关系推导三维空间下的制导律。在推导过程中发现,原来的三维制导律设计可以简化为二维平面内设计,从而降低了设计难度。通过加入对目标机动的估计,给出一种适用于三维空间拦截的二维导引律。最后对该制导律进行仿真校验,并与纯比例导引律进行仿真对比,仿真结果表明所设计的制导律满足制导精度的需求。     

关于磁强计与磁力矩器分时工作方案的研究

鉴于磁力矩器与磁强计同时工作会对磁强计地磁测量精度产生很大影响,本文提出一个磁强计与磁力矩器分时工作的方案,然后比较了卫星姿控系统采用不分时/分时两种方案的差异,最后研究了不同分时比例对卫星姿态控制的影响。通过仿真发现:当姿控系统采用分时方案时,电能消耗较少,早期阶段的控制精度较高,而后期稳态阶段的控制精度则相对较低;随着磁力矩器占用时间比例的下降,卫星姿态控制精度呈抛物线下降,卫星进入稳态控制阶段的时间也大大延长;分时比例存在一个相当大的范围,当在此范围内变化时,卫星姿态控制精度较高且变化幅值不大。此外,研究结果也反映出PD控制律良好的控制能力和鲁棒性。     

亚太区域导航八星星座分析

提出了一个由八颗同地迹有一定倾角的地球同步圆形轨道(IGSO)卫星组成的区域导航星座方案。分别从星座的几何特性、卫星、用户终端三个角度对该星座进行了分析。对比大椭圆轨道方案、近圆地迹轨道方案,认为IGSO方案是我国区域导航比较有利的方案。     

提高变质心飞行器可操纵性的方法研究

针对滑块运动容易引起系统抖动,以及惯性主轴偏移引起系统耦合严重等问题,基 于达朗伯原理对变质心飞行器结构布局进行了设计。其特点是：以主动控制力、约束 反力这两种内力替换滑块受到的惯性力,代入弹体、滑块动力学模型中,并依靠内力、过载 等物理量设计系统布局参数。布局设计后特点是两滑块运动通道分别重合于弹体惯性主轴方 向,通过与典型布局模型相比较,显示了所提出的布局结构可保证系统具有良好的动态品质 。     

卫星姿态确定与三轴磁强计校正

讨论了三轴磁强计观测存在系统误差情况下的地磁姿态确定问题并提出几个可行算法。首先,通过将三轴磁强计系统误差参数扩展到四元数和陀螺常漂组成的原状态量中,提出一个姿态确定扩维UKF滤波器,接着利用姿态确定与参数辨识双重滤波器思想提出2个与姿态信息有关/无关的姿态确定双重UKF滤波器。最后,利用计算机仿真分析了扩维状态系统的可观性并检验了新滤波器的有效性与可行性。     

质量矩再入飞行器的参数优化和性能分析

 为满足模型的有效性和可操作性,提出了以个体为对象的质量矩再入飞行器（MMV）动力学分析方法,即依靠内力和过载等物理量定性分析并设计主要参数后,再写出姿态、滑块完整动力学方程。该方程在保证MMV机动性不变的前提下,降低了系统耦合性;以驱动滑块运动的内力为控制量的简化方程是仿射型非线性方程,与精确方程的状态响应相比迎角偏差在0.01°以内,因此该方法降低了自动驾驶仪的设计难度。     

大气层外拦截器近最优中制导律设计

针对大气层外中段拦截问题,设计了一种带有固定推进时间的近最优中制导策略。首先,一种具有解析形式的相对运动表达式被提出,由于在推导过程中考虑了两飞行器间重力差影响,得出的表达式相对于将两飞行器重力差简化为零重力模型得到的解析式具有更高的精度;然后将此表达式与庞特里雅金极小值原理结合得到拦截器闭环加速度指令,为提高制导性能,补偿加速度指令被引入;最后通过仿真算例验证提出方法的有效性。     

小推力速度闭环交会制导律设计

在空间飞行器交会对接的近程导引阶段,以小推力喷气发动机作为执行机构,同时完成轨道控制和姿态稳定.基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案,依据转动惯量是否为对角占优阵,姿态与轨道协调控制采用分时控制方案或同时控制方案,轨控推力和姿控力矩指令由同一套小推力发动机来执行.分析了此方案的制导误差,并提出了分步多推力弧段的小推力交会制导方法以提高制导精度.基于MATLAB/Simulink仿真平台实现了两个空间飞行器的分步多推力弧段近程交会导引仿真,仿真结果证实了所采用方法的有效性.     

变质心飞行器姿态与弹道性能分析

对变质心飞行器的姿态和弹道性能进行了分析.根据变质心控制原理得到飞行过程中总配平攻角表达式.从该表达式中获得影响姿态的滑块参数,并分析了这些参数对总配平攻角的影响;从气动力矩的角度分析滑块参数对滚动角的影响;根据配平状态下所受到的横向过载,分析了滑块参数对弹道机动能力的影响.分析结果表明,滑块质量比对姿态和弹道的影响最大,质量比增大20%攻角和弹道落点偏差分别增加38%和36%;其次是横向偏移量;最后是轴向安放位置.