仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航分析

对仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航问题进行了分析．借鉴已有研究成果,给出仅有相对视线角测量时,相对导航系统可观的定义,以及为使系统可观,加速度项所需满足的充分必要条件;分析指出由于相对动力学模型误差的存在,相对导航系统始终是可观的,但可观度很弱;而追踪器进行适当的机动可极大改善系统的可观性,给出为使系统可观,机动加速度具体所需满足的充分必要条件;指出当通过施加机动加速度改善系统的可观性时,获取零输入相对位置矢量方向是前提条件,并论证了利用相对视线角测量信息,可以对零输入相对位置矢量方向进行估计和预测．     

一种实现大角度打击的制导律设计

针对导弹带落角约束条件的作战要求,基于Lyapunov稳定性原理设计了一种既能准确命中目标又能保证大落角的制导律.该制导律将末端角度约束转化为弹目视线角约束,其表达式包含两部分,分别是基于弹目视线角速度的反馈,及弹目视线角与期望视线角之差的反馈.通过合理地调节二者的比例关系,即可保证该制导律在可用过载范围内以期望的大落角击中目标.此制导律形式简单,便于工程实现.此外,充分考虑了导弹的机动性能和导引头特性,给出了末制导律引入时的最佳初始条件.通过某型导弹的弹道仿真,验证了该制导律的有效性.      

基于B平面算法的火星探测器中途轨道修正

探测器在日心过渡段轨道的轨道修正问题是火星探测工程中需要解决的关键问题.首先,引入B平面坐标系,推导了B平面参数的计算公式,验证了速度修正量与目标参数间存在的线性化关系,给出了算法流程图.其次,在引入合理的速度执行误差与测轨误差的情况下,提出了一个包含三次主修正,一次机动修正,一次备份修正的控制策略,仿真验证了控制策略的可行性.     

基于双目视觉的非合作目标逼近控制系统设计与仿真

主要研究空间非合作目标近距离逼近过程的控制系统设计与仿真问题.针对采用双目视觉敏感器实现对非合作目标的观测情况,提出一种考虑成像误差的目标位置矢量计算方法,有效保证目标位置解算的可行性.在主星视线坐标系下,分别考虑逼近过程的最大相对速度约束、控制推力和力矩约束,设计了基于非线性项解耦的递阶饱和PID形式的近距离逼近位置控制律和姿态控制律,并在逼近过程中设置停泊点以确保与目标无碰撞.最后对典型航天器非合作目标抓捕任务进行了数学仿真,仿真结果表明所提出的方法可在满足各种约束的情况下有效实现任意方向的空间非合作目标的抓捕任务.     

软件可靠性验证测试最小测试量的必要条件

将统计学中样本容量的确定方法引入软件可靠性验证测试中,提出了软件可靠性验证测试最小测试量的必要条件的概念.推荐最小测试量的参考值,使其在满足第一类风险的情况下,第二类风险也不超过某一定值.分析了最小测试量的影响因素,对现有的软件可靠性验证测试方案进行了修正,给出在最小测试量指导下的软件可靠性验证测试流程,弥补了现有方法的判定结论并非在任何情况下都可信的不足.     

一种用于目标跟踪的UT-BLUE滤波方法

雷达机动目标跟踪问题中,通常目标运动模型可精确地在直角坐标系下建模,但大多数情形下模型是非线性的,同时在传感器坐标系下所获得目标量测又是直接可用的.通过将无迹变换与最优线性无偏滤波器有机结合,提出一种新的BLUE(Best Linear Unbiased Estimator) 滤波算法,以便解决上述非线性跟踪问题.首先,该算法利用无迹变换对经由直角坐标系下非线性目标运动模型得到的目标状态及其协方差作出预测,然后在保持传感器坐标系(极坐标系)下所固有的量测误差的同时,直接对它们作出状态估计.在算法推导及Monte-Carlo仿真过程中,将新的BLUE滤波算法和EKF(Extended Kalman Filter)、UKF(Unscented Kalman Filter)滤波算法进行比较,结果表明新算法的有效性和适用性.      

考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性.      

一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法

全球定位系统（GPS）测姿技术主要是利用GPS载波相位和信号功率2种方法,但是测量信息单一且独立,针对旋转载体的测姿问题,提出一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法,通过融合GPS接收机天线信号功率和多普勒频率信息测量载体滚转角和滚转角速度。利用当前统计模型对滚转角和滚转角速度测量进行系统建模,根据滚转角预测估计值选取量测量,并提出自适应滤波,采用滚转角加速度估计自适应滤波算法,实现了对系统噪声方差阵的自适应调整,避免了滚转角加速度最值的选取问题,降低了噪声的影响。通过仿真验证了基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法的可行性,结果表明该方法的测量精度高于无迹卡尔曼滤波（UKF）。      

星间链路联合磁测约束的低轨星座自主导航

为解决星座仅依靠星间链路测量进行自主导航时的整体旋转和漂移问题,提出一种星间链路联合磁测约束的低轨星座自主导航方法.通过星间观测相机和磁强计,获得同轨道相邻卫星视线矢量与地磁场方向之间的角距和地磁场模值,为低轨星座引入空间基准信息.在非秩亏性分析的基础上,分别建立状态方程和量测方程,利用扩展卡尔曼滤波方法进行整星座的最优状态估计.仿真结果表明,星座卫星自主导航位置精度优于20m,速度精度优于0.05m·s-1,自主导航运行时间维持180天,能够满足低轨卫星星座自主导航的应用需求.      

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求,研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题,给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先,基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息;然后,基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数,并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态,获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角;最后,通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制,实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明,该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制,为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

基于近似动态规划的目标追踪控制算法

在目标跟踪问题中,针对飞行器控制算法难以适应目标大机动飞行甚至与我方博弈等难度较大任务的问题,提出了基于近似动态规划的目标追踪控制算法。该算法通过使用博弈策略对我方无人机进行训练形成经验,将双方位置等状态作为已知量,滚转方向作为控制量,利用两物体的相对位置得出其特征,并形成近似值函数;最终利用rollout算法进行最优跟踪决策求解,实现对跟踪目标甚至是博弈目标的灵活有效精确跟踪。仿真结果验证了近似动态规划用于控制算法的有效性。      

面向机动目标跟踪的无人机横侧向制导规律

现有的standoff跟踪制导方法在进行机动目标跟踪时不能同时满足响应速度和稳态精度的要求.对用于航路跟踪的参考点制导法（RPG,Reference Point Guidance）进行改进,推导了无人机（UAV,Unmanned Aerial Vehicle）在跟踪机动目标时的横侧向制导规律.采用二阶非线性微分方程对UAV和目标相对距离的调节过程进行建模,在此基础上分析了改进后RPG的渐近稳定性.仿真结果表明,相比Lyapunov向量场（LVFG,Lyapunov Vector Field Guidance）和模型预测控制（MPC,Model-based Predictive Control）的制导方法,改进RPG的跟踪误差和时间乘以误差绝对值积分（ITAE,Integrated Time Absolute Error）指标均优于LVFG和MPC.因此,所提制导规律能够对机动目标的运动进行有效补偿,并具有更快的响应速度、更高的稳态精度和较好的实时性.      

二阶多智能体系统自抗扰编队跟踪与避撞控制

在多智能体编队的目标跟踪任务中,智能体受环境中的障碍物的遮挡作用会丢失目标,而外部扰动会影响系统的时变编队跟踪的控制效果。为此,研究了这两种因素同时存在情况下的二阶多智能体系统时变编队跟踪和避撞控制。采用基于目标跟踪优先级的切换拓扑控制策略以实现在障碍物遮挡环境中对目标的持续跟踪,根据自抗扰理论设计包含扰动补偿项的编队跟踪控制器。首先,基于一致性方法提出切换拓扑下自抗扰时变编队跟踪控制协议,并给出一种基于跟踪微分器的编队指令生成方法;其次,设计了求解控制参数的算法并给出协议作用下系统的稳定性分析和证明;然后,基于人工势场法设计避撞控制协议;最后,提出障碍物遮挡环境下自抗扰时变编队跟踪控制协议。仿真实验结果表明:所设计的控制协议在上述两种因素存在时仍具有良好的控制效果。      

基于Rao-Blackwellized蒙特卡罗数据关联的检测跟踪联合优化

提出了基于Rao-Blackwellized蒙特卡罗数据关联的雷达目标检测跟踪联合优化算法。Rao-Blackwellization方法将单目标跟踪与数据关联分开处理,将序贯蒙特卡罗方法（粒子滤波）用于数据关联,实现杂波与虚警量测中的多目标跟踪。同时,根据粒子的分布范围确定波门大小。在考虑粒子权重的前提下,利用检测单元与所有粒子的相对位置对检测门限进行修正,提高检测率。将本文算法与已经实现的基于空域特性的杂波抑制算法相结合,分别应用于仿真数据、S波段相参与非相参雷达实测数据。实验结果表明,本文算法能够在粒子数较少的情况下,实现对小弱目标的检测与跟踪。      

低复杂度自适应容积卡尔曼滤波算法

确定采样型滤波算法中的容积卡尔曼滤波（CKF）算法滤波性能优良,但是却难以克服目标模型不确定性或者目标状态突变带来的影响。构造强跟踪CKF能有效改善算法的自适应性,但是在求解渐消因子时大大增加了计算量。为此,提出一种低复杂度自适应CKF算法,通过设立基于新息的自适应修正判决准则和修正方式,直接对状态预测值进行修正,使滤波算法能及时跟上目标真实状态,以提高滤波精度。使用浮点操作数计算并分析了CKF算法、强跟踪CKF算法及所提算法的复杂度,同时将3种算法应用在建模不准确的目标跟踪中,并进行仿真验证。仿真结果表明:在目标建模不匹配的情况下,低复杂度自适应CKF算法和强跟踪CKF算法都能保持较好的滤波精度和数值稳定性,同时所提算法在算法复杂度上有明显改善。      

Adaptive sliding mode control of spacecraft attitude-orbit dynamics on SE(3)

In this paper, to solve the problem of parameters uncertainty in spacecraft tracking control, an adaptive controller based on sliding mode is proposed for the relative spacecraft attitude-orbit dynamics on the Lie group SE(3). The dynamic equations of relative attitude orbit error for two spacecraft are established in the framework of Lie group SE(3). Considering the uncertainty of spacecraft parameters, a formal decomposition of known and unknown parameters, the state variables and control variables is firstly made in the original system. An online estimator is designed to evaluate the unknown parameters. A sliding mode controller is developed to actuate the spacecraft to track the target spacecraft. Then a Lyapunov function of tracking error and parameters estimated error is designed to prove the stability of the closed-loop system. Finally, the simulation results and analysis are presented to verify the effectiveness and feasibility of the proposed method.     

基于特征融合与抗遮挡的卫星视频目标跟踪方法

卫星视频中的目标易受到遮挡和复杂环境干扰等影响,造成对目标的运动状态估计不够准确,导致目标跟踪失败。基于此,在核相关滤波(KCF)算法的基础上设计2种算法提高目标跟踪的成功率,实现鲁棒性的目标跟踪。通过提取目标的方向梯度直方图(HOG)特征、灰度特征和高斯曲率特征表述目标的外观模型;联合响应图的峰值和平均峰值相关能量(APCE)对目标的响应图进行自适应加权融合,并将融合后的响应图峰值作为置信度对目标的模型进行自适应更新;通过使用卡尔曼滤波的方法对遮挡的目标进行位置预测,当目标遮挡结束时,对目标进行重新跟踪,解决卫星视频中目标被遮挡的问题。大量实验结果表明：所改进的相关滤波算法对卫星视频中的目标跟踪,尤其是在复杂环境、目标被遮挡及场景光照发生变化的情况下,具有良好的效果,并且在目标跟踪的精度和成功率等方面都有很大的提高,为进一步对卫星视频中的目标跟踪奠定了基础。     

Motion-planning and pose-tracking based rendezvous and docking with a tumbling target

Rendezvous and docking (RVD) with a tumbling target is challenging. In this paper, a novel control scheme based on motion planning and pose (position and attitude) tracking is proposed to solve the pose control of a chaser docking with a tumbling target in the phase of close range rendezvous. Firstly, the current desired motion of the chaser is planned according to the motion of the target. In planning the desired motion, the “approach path constraint” is considered to avoid collisions between the chaser and the target, and the “field-of-view constraint” is considered to make sure the vision sensors on the chaser to obtain tight relative pose knowledge of the target with respect to the chaser. Then, the difference between the chaser’s motion and the desired motion is gradually reduced by a pose tracking controller. This controller is based on the non-singular terminal sliding mode (NTSM) method to make the tracking error converge to zero in finite time. Since the chaser nearly moves along the desired motion and the motion is reasonable, (1) it could safely arrive at the docking port of the target with a suitable relative attitude, (2) it will be always suitably oriented to observe the target well, and (3) the magnitude of the needed control inputs are less than that in existing literatures. The numerical results demonstrate the above three advantages of the proposed method.