船用光纤陀螺罗经试验方法

目前,国内关于光纤陀螺和捷联系统技术的研究日趋成熟。随着新型光纤陀螺罗经可以大大提升舰船保障和生存能力,将逐步取代传统机电式平台罗经,成为航海领域的舰船首选航行保障设备。在对光纤陀螺罗经工作机理和关键技术深入分析的基础上,提出满足光纤陀螺罗经试验鉴定需求的试验理念和试验模式,利用该方法进行试验设计,对试验中的关键条件、主要指标和考核因素等重点方面进行详细的分析与阐述。通过陆上试验和航行试验,验证了研究在试验鉴定中具有一定的应用价值,同时可指导捷联航姿系统试验。     

电推进技术的应用与发展趋势

扼要介绍了电推进技术的发展历史，概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况．指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势；并根据我国的研究状况、存在的问题和差距，提出了加快发展我国电推进技术的意见。     

基于干扰观测器的天基观测航天器姿态控制设计

与地基空间目标监视系统相比,天基观测系统具有监视范围广,不受国界限制,观测精度高等优点,是未来空间目标观测技术的重要发展方向。但天基观测航天器工作时,相机转台的运动,太阳能帆板挠性部件的弹性振动与航天器的姿态运动相互影响,构成强耦合的非线性系统,传统的控制方案无法实现对这类天基观测航天器的高精度姿态控制。文章针对某一空间观测航天器的任务要求,设计了基于干扰观测器的前馈补偿航天器姿态控制系统,仿真实验结果表明:姿态角控制精度小于 0.06°,姿态角速度精度小于 0.03(°)/s,达到了精度要求。     

大气层内导弹姿态控制方法研究

本文以大气层内导弹为研究对象,对导弹的姿态控制方法进行研究.根据大气层内导弹运动方程组及空气动力方程等得出导弹的姿态控制系统数学模型.由于导弹的姿态控制数学模型是强耦合、非线性的,因而在控制器设计之前,采用小扰动理论进行线性化处理,得到俯仰、偏航、滚转三个通道的传递函数.针对特征点,采用PD控制方法分别设计三通道的控制律,在此基础上,进一步设计了基于增益调度的PD控制规律.仿真结果表明,提出的姿态控制方法可以实现大气层内导弹的姿态控制,满足指标要求.     

半捷联位标器稳定跟踪与弹体姿态一体化控制

半捷联位标器安装在弹体上,由于寄生回路的存在,使得位标器稳定跟踪控制回路和弹体姿态控制回路产生严重耦合,影响了位标器的稳定与跟踪。针对半捷联导引头稳定平台的稳定与跟踪问题,提出了一种半捷联位标器稳定跟踪控制与弹体姿态控制的一体化方法。基于反步控制原理设计了控制律,通过合理选择反馈增益可保证系统的稳定性与动态性能。最后对一体化设计与传统分离设计进行了仿真对比。仿真结果表明：考虑位标器稳定跟踪回路与导弹姿态回路耦合的一体化控制器,不仅能够保证弹体姿态控制系统快速响应,还可以提高位标器的稳定跟踪性能,并降低位标器跟踪不上高速目标的可能性。     

小卫星主动磁控制地球捕获姿态控制系统设计

分析了小卫星捕获阶段的客观条件要求,重力梯度杆的指向要求,捕获阶段视为大角度机动问题,采用欧拉动力学和四元数方法描述,建立小卫星捕获阶段的动力学模型。控制器采用大角度机动拟 PD控制,拟PD控制器参数采用了简化分析和经验调试设计,同时分析设计了磁力矩器的磁偶极子,最后给出某小卫星姿态捕获仿真结果,经过几个轨道周期后可以实现一定精度的对地捕获,验证了本文的设计方法的可行性。     

基于μ理论的飞机俯仰姿态控制

针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统.首先,根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,合理地选择加权函数确定广义被控对象,通过引入虚拟的不确定块将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题.然后,利用D-K迭代算法求解得到14阶的μ控制器,基于平衡截断...     

微小卫星低可观测外形飞行姿态规划

为提高在轨微小卫星的使用效能及生存能力,提出一种微小卫星低可观测外形飞行姿态规划算法.根据微小卫星雷达散射截面(RCS)、轨道及雷达威胁特性,建立了可进行长时间内最佳飞行姿态规划的数学模型,设计了低计算复杂度的链表式个体结构及进化规划策略,并实现了算法对高威胁区优化规划的能力.同时,算法低迭代步长下的快速收敛特性以及进...     

捷联惯性制导系统的圆锥误差及其补偿

圆锥误差是捷联惯导系统,特别是激光陀螺捷联惯导系统重要的误差源,为提高激光捷联惯性系统的导航精度,防止姿态误差的积累,本文研究了圆锥补偿算法和圆锥补偿误差特性,给出了常用的8种圆锥补偿算法,针对激光陀螺惯组的实际应用背景,开展了弹道仿真研究,给出了圆锥误差对激光陀螺捷联惯导系统导航精度的影响和补偿修正的效果。     

Monocular Vision-based Two-stage Iterative Algorithm for Relative Position and Attitude Estimation of Docking Spacecraft

Visual sensors are used to measure the relative state of the chaser spacecraft to the target spacecraft during close range rendezvous phases. This article proposes a two-stage iterative algorithm based on an inverse projection ray approach to address the relative position and attitude estimation by using feature points and monocular vision. It consists of two stages: absolute orientation and depth recovery. In the first stage, Umeyama's algorithm is used to fit the three-dimensional (3D) model set and estimate the 3D point set while in the second stage, the depths of the observed feature points are estimated. This procedure is repeated until the result converges. Moreover, the effectiveness and convergence of the proposed algorithm are verified through theoretical analysis and mathematical simulation.