基于算力路由的空间信息网络低时延在轨协同计算策略

针对当前空间信息网络（Spatial Information Network, SIN）地面数据处理模式中存在的高传输时延问题,提出了基于算力路由的低时延在轨协同计算策略。考虑到卫星网络的动态变化及卫星计算资源的异构性,提出了要素时空扩展图模型,以实现在屏蔽SIN动态性的同时对星上资源进行精确表征。在此基础上,构建基于算力路由的多星在轨协同计算数学模型,提出时延优化问题,并利用改进的异构最早完成时间（Heterogeneous Earliest Finish Time, HEFT）算法进行求解。仿真结果表明：卫星在轨协同计算可有效降低卫星数据的任务处理时延;同时,本文所提的改进HEFT算法以较小且可接受的收敛性能为代价,换取了业务处理时延的大幅度降低。     

小波包分析在摩擦焊超声检测信号消噪中的应用

采用小波包对摩擦焊缺陷超声检测信号进行消噪,结果表明,该方法不仅能有效抑制噪声,而且能明显提高信噪比。     

高精度星地测距的多址干扰并行对消技术

目前,在航天测控系统中广泛采用扩频体制,但随着多通道扩频技术和多站测距系统的发展,测控系统面临的测量环境越来越复杂,对伪距测量精度产生较大影响。其中,多站测距系统中存在的强信号干扰和多址干扰,会导致测距精度下降。本文提出了一种基于并行干扰对消的高精度星地测距技术,通过信号处理重构和对消接收信号中的干扰信号,得到纯净的期望信号,从而抑制码分多址带来的测量误差,以提升测量精度,并通过仿真和试验验证了算法的可行性和优越性。     

窄频差硅基环形陀螺检测闭环控制系统设计

针对窄频差硅基环形波动陀螺动态性能差的问题,提出了一种基于比例积分微分-惯性环节(proportion integral differential-inertial element, PID-IE)的串联式相位校正检测闭环系统控制器。以硅微机械陀螺仪结构运动方程为基础建立了理想的窄频差U形弹性梁硅基环形波动陀螺仪的系统模型。通过对环形陀螺开环工作状态下的系统模型及其外围电路的传递函数和波特图分析,设计了一种基于PID-IE的检测闭环系统控制器。通过对其系统模型及外围电路时域仿真,验证了该检测闭环控制系统的可行性,通过仿真发现,加入该控制器后的陀螺输出稳定时间减少了50%,陀螺检测位移输出减小了2个数量级,基本实现了该陀螺的检测位移抑制。在模拟电路中实现了该检测闭环控制系统后,通过实验测试了陀螺检测闭环控制前后的各项性能指标。通过实验测试发现,实现闭环控制后,陀螺输出稳定时间约为0.15 s,陀螺检测位移在闭环工作状态下比开环工作状态减小了97%,陀螺的标度因数比检测开环提高了10倍,零偏及零偏不稳定性与检测开环相比分别提升了3倍和8倍,且闭环控制系统的工作带宽比开环工作带宽提高了30倍...     

一种长航时惯导定位误差评估的新方法

针对长航时惯导传统定位误差评估中存在的问题,提出了一种新的基于惯导误差传播函数拟合的定位误差评价新方法。基于长航时惯导系统定位误差传播模型的特点,采用三角函数建立了误差传播拟合函数,主要包含舒拉周期、地球周期和傅科周期,反映了惯导的长期误差特性。提出了惯导误差契合度的定义和计算方法,实现了对长航时惯导系统定位误差的量化评估。对两套精度大致相同的长航时惯导舰载实验数据进行了对比分析,结果表明新的评估方法能够给出更合理的定位性能优劣判断。最后,针对长航时自主导航需求提出了综合导航技术的改进建议。     

星载运动附件扰动抑制方法研究

为改善高分七号卫星（GF-7）在附件（特别是双轴定向天线）运动时的姿态稳定度,研究了星载附件指向运动平滑及其扰动抑制方法。首先,针对卫星姿态扰动主要来源于对地数传天线对地面通信目标的快速捕获运动的情况,通过引入具有角速度全局光滑性的路径平滑技术对天线的目标捕获过程进行规划;其次,针对含有双轴运动天线的整星姿态运动,建立了适用于任意星体运动速度下的一般动力学方程,并进行了对比验证。进而根据规划后的天线运动引起的扰动力矩对姿态控制系统引入前馈补偿,从而抑制天线运动对整星姿态的扰动影响。基于提出的扰动抑制方法进行数值仿真,结果表明,运动平滑与力矩补偿结合的协同控制技术可将天线扰动削减90%以上。     

垂直电磁发射系统及其控制技术研究

大推力电磁弹射技术是利用大功率直线电机的电磁推力驱动载荷在短时间、短行程内迅速达到超高速度的新型发射技术。针对大质量载荷高速度垂直发射系统需求,通过方案对比,采用多重化双边型永磁同步直线电机作为动力方案,并针对功能需求,设计了能够满足多规格载荷连续发射的自适应电磁发射系统样机、直线电机样机电磁方案及其配套变流器,并通过实验室内小型水平式双边型永磁同步直线电机实验平台验证了直线电机的力能指标与电磁发射控制功能。     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

考虑多禁止指向区域的航天器反步姿态机动控制

针对规避多个禁止指向区域的航天器姿态机动控制问题,本文在利用势函数法构造约束条件的基础上设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。首先,构造了一种通用的基于误差四元数的航天器锥形禁止指向姿态集描述,并将其转化为凸约束集形式。其次,基于该凸约束集,提出了一种物理意义明确的新型凸势函数构造方法,且该势函数仅存在唯一全局最小值,避免了传统势函数的局部极小值问题。进一步地,考虑多个禁止指向区域,设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。最后,通过典型数值仿真算例表明了本文所提出控制算法的有效性和优越性。     

基于地形匹配的高超声速飞行器初始定向偏差在线辨识方法

针对高超声速飞行器机动发射条件下自瞄准时间短、初始定向偏差大的问题,提出一种基于地形匹配的初始定向偏差在线辨识方法。以综合初始对准和姿态控制的惯性系统导航误差模型为分析基础,融合相邻两个地形匹配区两次地形匹配定位结果,建立了初始定向偏差在线辨识模型,并从惯性系统工具误差系数偏差和地形匹配定位误差两方面讨论了辨识模型的适应性。以美国高超声速飞行器CAV H为研究对象建立仿真环境,采用蒙特卡洛法检验初始定向偏差辨识效果。仿真结果表明,在地形匹配定位误差为173.88 m (3σ)情况下,初始定向剩余偏差平均值为8.42″,最大值为34.65″,能够有效提高惯性系统导航精度,并且有助于缩短发射准备时间、提高武器系统生存能力。