预警卫星对空间目标定位模型及误差分析

预警卫星为了准确估计导弹的一些弹道特性,必须对导弹目标进行准确定位。基于双星交叉定位及多星最小二乘法定位原理,给出了从测量坐标系到地球固定坐标系的转换模型,结合双星定位模型、多星定位模型,对定位误差进行了分析,并利用仿真数据进行验证,得出多星定位要比双星定位效果更好的结论。     

垂直发射导弹的无滚动控制的惯导系统

本文介绍一种电子制导系统,若导弹在发射前已知一组目标位置坐标信息,则该制导系统能计算出飞行阶段导弹在固定惯性坐标系中的位置和速度.惯性坐标系的所有变量,均由以目标位置为中心的三轴正交坐标系确定.该制导系统不采用主动滚动控制便能不断地使导弹速度矢量指向目标位置.     

机动再入飞行器的一种预测制导方法

研究了机动再入飞行器返回地面固定目标的一种预测制导方法.利用高斯方法解算出再入过程中飞行器需要的最小速度增量,将其转换成速度坐标系下需要的气动力,通过调整其攻角以及侧滑角来达到控制飞行器的目的,从而得到了一种预测制导方法.仿真显示,此算法简单,运算速度快,具有较高的落点精度,且对大气密度的不确定性及导航信息偏差具有较强的鲁棒性.     

预警卫星对弹道导弹发射点战术参数的估计

为了对导弹发射点战术参数进行准确估计,需要根据预警卫星的探测信息对导弹进行定位。基于双星定位原理及导弹弹道特性,给出了从测量坐标系到地球固定坐标系的转换模型、发射点时刻以及发射点位置估计模型,并利用仿真工具STK,结合美国新一代导弹预警卫星系统——空间跟踪与监视系统(STSS),对发射点战术参数的估计进行了仿真。仿真结果表明了该算法的有效性,并说明STSS与传统预警卫星相比,具有更好的探测预警能力。     

机动再入飞行器的一种预测制导方法

研究了机动再人飞行器返回地面固定目标的一种预测制导方法。利用高斯方法解算出再人过程中飞行器需要的最小速度增量，将其转换成速度坐标系下需要的气动力，通过调整其攻角以及侧滑角来达到控制飞行器的目的，从而得到了一种预测制导方法。仿真显示，此算法简单，运算速度快，具有较高的落点精度，且对大气密度的不确定性及导航信息偏差具有较强的鲁棒性。     

基于新一代GPS标准体系中基准体系的建立

简述测量坐标系与被测要素误差评定时所涉及的误差评定基准体系的概念,介绍几何坐标系测量过程中测量坐标系、评定基准和基准体系、评定基准的建立方法以及测量坐标系与评定基准的关系。     

全方位发射捷联惯导系统的初始四元数解算及研究

介绍了如何用四元数表示坐标系旋转 ,并着重讨论了用四元数表示坐标系连续旋转的两种方法。然后推导了全方位发射捷联惯导系统初始四元数解算的三种不同方法 ,并对此三种方法进行了比较。     

空间目标碰撞概率计算方法研究

空间目标碰撞概率的计算是航天器进行空间碎片预警和规避机动的基础,提出了一种基于压缩空间和坐标旋转的碰撞概率计算方法。定义了相遇坐标系和积分计算坐标系,通过坐标转换关系将位置误差协方差投影到相遇坐标系中,旋转相遇坐标系后得到积分计算坐标系,将计算碰撞概率的问题转化为2维概率密度函数在圆域内的积分问题。通过压缩空间的方法,将不等方差概率密度函数在圆域内的积分化为等方差概率密度函数在椭圆域内的积分,然后通过极坐标变换将二重积分化为一重积分形式的概率表达式。对一次空间碎片碰撞的实例计算得到碰撞概率为10 -3量级,表明该方法是正确有效的。     

Flower卫星星座设计方法研究

介绍了一种具有共地面轨迹和良好相位特性的新颖的Flower卫星星座设计方法。与常见的星座设计方法不同,在地球中心固定坐标系中可以更好的体现Flower星座的特点。通过Flower星座模型参数与星座中卫星轨道参数之间的关系式,实现了Flower星座的研究设计软件SatSim。结合Satellite Tool Kit仿真软件,给出了利用Flower星座设计一个能为GEO卫星进行导航的卫星导航系统实例,探讨了将Flower星座广泛应用于更多卫星星座系统设计的可能。     

空间机器人手爪重复精度测试

为了验证研制的新型空间机器人手爪是否满足技术要求,需要对抓握精度进行标定。一般的方法测量手爪的抓握精度存在精度低、干扰大以及方法复杂等问题。利用三坐标机测量手爪及把手几何外形,建立合适的基准坐标系和测量坐标系,进而测量每次把手坐标系相对基准坐标系的位姿状态,得到手爪的重复精度。     

高超声速飞行器发射坐标系导航算法

针对高超声速飞行器弹道特点和导航参数的需求,提出基于发射坐标系(LCEF)的高超声速飞行器导航算法。首先,介绍发射坐标系下捷联惯导(SINS)算法编排,推导发射坐标系下姿态、速度和位置离散递推方程。然后,介绍地心地固系(ECEF)下的卫星位置和速度转换到发射坐标系的方法,推导发射坐标系的SINS/BDS组合导航滤波器状态方程和量测方程。最后,以助推-滑翔飞行器为对象,进行了发射坐标系下组合导航仿真,位置精度小于10 m,速度精度小于0.2 m/s。     

我国月面巡视探测器定位方法研究

月球自动巡视勘查技术中的月面巡视探测器的导航控制,需要研究月面巡视探测器的定位技术。文章通过对国外漫游车定位方法的研究,提出了我国月面巡视探测器在全局坐标系和局部坐标系中进行定位的方法。月面巡视探测器在全局坐标系中的定位可以采用星敏感器以及陆标辨识的方式;局部坐标系的定位可以采用惯性导航系统 里程计以及着陆器帮助下定位和视觉里程计的定位方法。这几种定位方式的组合应用,能够满足月面巡视探测器导航方面的定位要求。     

基于特征光点单坐标系坐标的运动目标相对位置姿态光学测量方法

针对运动目标的相对位置姿态测量问题,研究了一种利用四个非共线特征光点的光学 测量方法。推导了基于特征光点目标坐标系和测量坐标系坐标的运动目标相对位置姿态解算 公式;进而给出了基于特征光点单坐标系坐标的位置姿态的解析解;并建立了测量的误差模 型。该方法对特征光点布局要求低,对摄像机模型没有限制。实验结果表明,该方法可满足 运动目标的相对位置姿态测量需求。     

用最小二乘法确定卫星间相对姿态

为确定多卫星编队飞行时卫星的相对姿态，采用坐标系的空间变换，用最小二乘法计算两卫星本体坐标系间的旋转参数。给出了方法的基本原理、步骤、方法和适用条件。     

高温环境中碳化型烧蚀材料的详细响应

阐述并分析了高温环境下烧蚀材料的详细响应.给出了固定坐标系下控制偏微分方程及其隐式有限差分的形式.在反应区,详细的高温分解动力学服从阿仑尼乌斯定律,热物理性质与温度和状态有关.给出了评价材料热性质的数学函数,采用适当方法使计算时间大幅降低.设计了一套计算机软件,用该软件计算得出的结果与标准软件结果、公开的文献报道和内部的试验结果相一致.     

中继星天线程控指向用户星的方位角和俯仰角计算

文章在假设了中继星平台姿态坐标系和中继星天线坐标系条件下,叙述由中继星及用户星轨道根数求得中继星天线程控指向用户星的方位角和俯仰角的方法。     

制导飞行力学方法

在方向不变的惯性坐标系建立和求解弹道式火箭的动力学方程,可以不考虑牵连惯性力和科氏惯性力,把惯性制导建立在更简捷明了的基础上。不同于过去书刊常常在随地球一起转动的坐标系中研究飞行力学的各种问题。阐明了火箭离开地球表面起飞的初始条件,详细分析了被地球引力吸住一起转动的空气或大气作用在惯性空间运动着的火箭上的空气动力的处理方法。推导了用惯性坐标系中火箭的运动参数计算地理位置的公式和动坐标系运动参数的公式。     

大椭圆轨道卫星姿态基准坐标系与运动学研究

针对大椭圆轨道卫星在轨运行中特殊光照条件导致的能源供给、热控设计等工程研制难点,兼顾光照时间和遥感任务,提出将基于太阳矢量与地面物点矢量的日地观测坐标系作为卫星姿态控制的基准坐标系。研究了相应的卫星姿态运动学,针对日地观测坐标系的角速度矢量在物理层面难以写出解析表达式的问题,提出一种解析计算方法,给出了算法流程,推导了日地观测坐标系相对惯性坐标系的角速度矢量在惯性坐标系中的计算公式。与数值差分法的仿真对比结果表明:该解析算法正确可行,其曲线特性和计算精度优于数值差分法。研究对卫星研制具有理论意义和应用价值。     

航天器总装精度测量方法分析

航天器总装精度测量是指测量有安装精度要求的仪器的坐标系相对于整星坐标系的位置和姿态。文章介绍了总装精度测量的两类方法,即通过立方镜镜面法线和中心点测量的方法以及通过星体和被测仪器上特征点测量的方法,文章对两类方法作了数学分析,并对各自的应用作了比较。     

WGS84、北京54、高斯-克吕格坐标系转换算法

根据全球定位系统（GPS）采用的WGS84坐标系、电子地图所用的北京54坐标系和指挥控制应用中的高斯-克吕格坐标系定义,研究了WGS84坐标系分别转换至北京54、高斯-克吕格坐标系的模型。由转换模型可将GPS定位信息更好地应用于系统设计。