天基成像跟踪关键技术研究

介绍了天基成像跟踪的工作原理,对成像跟踪关键技术进行了研究.提出利用激光成像目标反演技术进行目标识别跟踪,并分析了星上可见光红外扫描探测技术.最后提出天基平台复合轴跟踪系统可以采用两种设计方法,并介绍了特殊环境下的视轴稳定技术,为天基成像跟踪平台的设计提供参考.     

空间激光通信系统光斑小目标跟踪算法研究

在空间激光通信链路中,大气湍流、结构设计误差、平台扰动等因素为链路的精确对准和精密跟踪带来了困难。为提高激光链路的跟踪精度,首先对光斑跟踪过程中的影响因素进行研究分析,继而对跟踪算法做出改进。针对跟踪目标特性,设计了一种自适应模板目标相关跟踪算法,并搭建了基于粗精复合轴跟踪系统的实验平台,开展了实验验证。结果表明：与当前常用跟踪算法相比,该设计处理速度可达 1 kfps,目标跟踪位置与真实位置基本重合,目标跟踪准确率高于98%,在处理速度、跟踪准确率与算法鲁棒性上均有较大提升,具有一定的实用性。     

激光跟踪测量系统及其在航天器研制中的应用

文章介绍了激光跟踪测量系统硬件组成、软件功能、技术指标以及计量检定方法,对激光跟踪仪的测量原理、仪器设计进行了研究分析。文章最后列举了激光跟踪仪在航天器研制方面的一些应用。     

自适应渐消EKF方法及其在卫星跟踪中的应用

针对在系统不能确切建模或模型误差随时间改变等场合下,传统扩展卡尔曼滤波方法及其改进算法估计误差较大甚至引起滤波发散等问题,将基于新息序列对状态噪声协方差矩阵实时估计的方法引入到渐消EKF中,提出了一种自适应渐消扩展卡尔曼滤波方法,推导了相关公式并详细给出了新方法的计算流程。采用单星对卫星仅测角被动定轨跟踪的例子对算法性能进行了对比分析。仿真结果表明,与传统EKF方法及其改进算法相比,该方法在估计精度、滤波收敛速度以及对初始状态误差的适应性等方面,显著提高了非线性滤波器的性能。     

激光跟踪仪在固体火箭发动机推力线测量中的应用

分析了静态条件下发动机推力线横移和偏斜的产生原因,介绍了激光跟踪仪的测量原理,并提出了一种激光跟踪仪测量发动机推力线的方法。从测量方法和仪器两方面进行了精度分析。发动机推力线测量实例证明了该方法的可行性;误差仿真计算结果证明了该方法具有较高的测量精度。     

倾斜机构在极地卫星过顶跟踪中的应用

讨论了天线跟踪过程中，当俯仰角接近９０°（即过顶）时出现盲锥区的机理，给出了消除盲锥区的方法及其在遥感卫星地面接收站的实况     

伪单脉冲跟踪在“动中通”中的应用

文章根据车栽“动中通”在卫星通信中的特点,针对该车栽站在移动过程中天线偏离卫星的情况,研究了特殊的伪单脉冲跟踪体制。介绍了伪单脉冲自跟踪的原理、系统组成以及系统的具体实现方案。伪单脉冲跟踪系统结构简单、跟踪精度高,可以代替单脉冲跟踪应用到车载“动中通”中,简化了系统的复杂性并降低了成本。     

前馈复合控制在提高遥测跟踪性能中的应用

由于Ka频段遥测设备天线波束较窄,存在高速飞行目标跟踪困难的问题,通过对遥测设备跟踪需求分析,研究了前馈复合控制在遥测跟踪中的应用,计算出前馈复合控制中开环增益的合理取值,改善了遥测设备跟踪高速飞行Ka频段目标时跟踪迟滞情况,缩短了捕获目标需要的时间,提高了设备成功捕获、平稳跟踪目标的能力。     

子空间跟踪方法在GPS空时抗干扰中的应用

提出将子空间跟踪方法用于GPS接收机空时抗干扰中。根据接收信号中干扰信号远强于有用信号和噪声的特点,将子空间投影方法与空时信号处理相结合,对自适应PASTd子空间跟踪方法进行了改进,使其在强干扰下也能快速、准确的估计出空时二维干扰子空间,进一步求出空时抗干扰最佳权。与原自适应PASTd方法相比,该改进方法在增加很少计算量的情况下,干扰子空间估计的收敛性和准确性有大幅提高,抗干扰性能良好、稳定。该方法能够实时跟踪干扰子空间的变化,结构简单,计算量小,适合多变干扰环境,具有较高的可行性和实用性。仿真试验验证了该方法对窄带和宽带干扰均有效。     

聚硫橡胶在红外跟踪光学系统装调中的应用

从红外跟踪光学系统的常见结构和要求出发,论述光组装配中采用胶接联接的重要性和必要性,进而为光组的胶接和装调阐明了实施工艺准则;并介绍了光组综合性能的测试方法。同时,为不同胶种的红外光组提供了高低温光学性能实测数据和分析对比,从而得出以聚硫橡胶红外光组性能为最佳的重要结论。最后,对聚硫橡胶及其胶接工艺作了简单介绍。可望在其他红外光学系统装配中也将得到成功应用。     

航天器近距离交会的固定时间终端滑模控制

针对航天器近距离交会段的位置姿态耦合控制问题,假设航天器受外界干扰且目标航天器存在空间自由翻滚情形时,基于固定时间概念设计了一种六自由度位姿终端滑模自适应控制器,通过引入显含正弦函数的切换项来避免奇异问题。此外所设计的控制器含双幂次项,不仅能全局提高姿态和位置的跟踪速度及精度,还能估计系统稳定所需的时间上界,且该上界与状态初始值无关。基于Lyapunov方法分析了闭环系统的固定时间稳定性。仿真结果表明,该控制器能快速实现对航天器近距离交会时相对位置和姿态的控制,具有较高的精度和良好的干扰抑制能力。     

基于二阶滑模的再入飞行器末制导律研究

针对再入飞行过程中飞行器末制导启动后制导系统存在的模型不确定性因素以及气动环境复杂等鲁棒制导问题,结合落点角约束条件,提出一种基于二阶滑模的鲁棒末制导律设计方法。基于二阶滑模控制的思想,设计有限时间收敛的二阶滑模末制导律;为了消除有界的内外扰影响同时削弱抖振效果,引入超螺旋算法设计有限时间收敛的连续二阶滑模末制导律。飞行器在该末制导律导引下,弹目视线角速率及落角约束快速收敛,从而保证飞行器有很高的命中精度。基于Lyapunov定理的稳定性理论证明及仿真结果均表明了该末制导方案的有效性。     

导弹电液伺服机构的终端滑模控制研究

针对导弹电液伺服机构的调节控制,设计了一种终端滑模控制方案。采用特殊的终端滑模切换面及相应的控制策略,使系统在有限时间内收敛至终端滑模面。当系统到达终端滑模面后保证系统的状态保持在终端滑模面上,并于有限时间内收敛于平衡点附近的邻域内。仿真结果验证了该方法的有效性和分析的正确性。     

基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制

针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。     

磁悬浮飞轮转子系统的快速Terminal滑模控制

针对磁悬浮飞轮(MSFW)高精度控制的要求,提出了磁悬浮飞轮转子的快速Terminal滑模控制(FTSMC)以实现其鲁棒控制。建立了MSFW动力学方程,对MSFW受控自由度引入交叉反馈设计实现了各自由度解耦,分析并选取了三阶非线性微分跟踪器得到所需的微分信号,设计了快速Terminal滑模控制器,并利用Lyapunov函数证明了该控制系统的稳定性。仿真结果表明,与采用普通滑模控制相比,该控制系统具有状态响应快、系统状态在设定时间内迅速收敛以及抖振小等特点。     

基于高斯过程的航天器自适应滑模姿态控制

针对存在模型不确定性和外界干扰的刚性航天器,提出了一种基于高斯过程回归(GPR)的新型自适应滑模姿态控制算法。该算法具有自学习能力,在不同的姿态控制任务下都能够实现高精度、强鲁棒和高效率的姿态跟踪。首先,在航天器的四元数标称系统动态模型基础上,应用在线稀疏高斯过程回归(SOGP)方法学习系统的未知动态;其次,结合高斯过程的预测均值设计滑模控制算法,利用高斯过程的预测方差自适应调节控制增益,并应用李雅普诺夫方法严格证明闭环系统的稳定性,保证了航天器姿态跟踪误差的渐进收敛性;最后,通过数值仿真验证了所设计控制器的有效性。结果表明,该自学习控制算法与自适应滑模控制(ASMC)与神经网络自适应控制等算法相比,具有更快的收敛速度、更高的跟踪精度以及更低的控制成本。     

行星着陆大气进入段自适应滑模抗扰控制方法

针对行星探测器着陆过程可能存在的干扰影响着陆精度问题,提出了一种抗干扰控制方法。首先建立行星探测器着陆控制模型,利用非线性干扰观测器实现对系统外部干扰的估计;在此基础上提出一种自适应滑模控制律,使得系统状态快速收敛到平衡点附近。最后,将该方法应用于火星着陆场景进行仿真。结果表明,提出的自适应滑模控制方法能够在未知扰动存在的情况下,有效实现行星探测器安全着陆,提高着陆任务的成功率。     

基于快速终端滑模的模糊逼近系统及其应用

为改善模糊系统逼近的收敛速率,提出了一种基于快速终端滑模的反向传播(BP)学习算法。将快速终端滑模引入模糊逻系统的学习算法,综合终端吸引子有限时间收敛和线性系统指数收敛的性质,提高了对非线性连续函数的逼近能力。仿真结果表明:该算法能以较快速率逼近未知函数,且逼近过程稳定,较普通学习算法更为精确和有效。     

目标加速度未知下的导弹自适应滑模拦截制导

针对机动目标拦截过程中加速度信息难以获取的实际问题,设计了一种基于RBF神经网络的自适应滑模拦截制导律,有效提高了导弹制导系统的鲁棒性能。首先,结合空间几何知识,构建了弹-目三维空间相对运动模型;然后,利用RBF神经网络对拦截目标的未知加速度进行了有效估计,消除了制导设计对目标加速度信息的依赖性;在此基础上,结合零化视线角速率的制导理念,分别在导弹俯仰平面和偏航平面设计了对应的自适应滑模制导律,同时采用连续高增益法削弱了系统的抖振现象,并给出更符合导弹制导实现的法向过载指令,利用Lyapunov定理证明了所提方法的收敛性;最后,通过仿真验证,在三种不同的拦截场景下进行了仿真对比,仿真结果表明所提滑模拦截制导律对目标机动有较高的自适应性和鲁棒性。     

航天器新型非奇异饱和终端滑模姿态控制

针对刚体航天器姿态机动过程中存在的控制饱和与外部干扰问题,提出一类基于新型非奇异饱和终端滑模面的有限时间控制器设计方法。该控制方案不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题。此外,本文建议的控制器不仅显式考虑执行器输出力矩的饱和幅值要求,使航天器在饱和幅值的约束下完成姿态控制任务,而且控制器的设计对外部干扰的上界没有任何要求,也无需作任何小角度的假设。进一步的稳定性分析表明,通过引入新型非奇异饱和终端滑模,该控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,继而收敛到平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性。数值仿真校验了该控制器在姿态机动过程中的性能。