基于动态分析的多面体模型非仿射扩展方法

摘要： 多面体模型只能表示循环中访存数组下标可以用仿射表达式表示的循环,针对这个限制设计一种基于动态分析的方法对多面体模型的表示范围进行扩展.该方法利用程序运行时的动态信息,将循环非仿射表达式中的循环全局参数用定值替换,推测生成非仿射循环的参数定值化版本,使之可以被多面体模型表示.该方法扩展了多面体模型的表示范围,使更多的代码区域可以被并行优化,提高了程序中SCoP的覆盖率,提高了程序运行的加速比.实验证明了该方法的有效性.     

非合作机动目标交会的相对位置控制

研究目标航天器存在机动的情况下追踪航天器与目标航天器的交会问题.只利用两航天器之间的相对位置测量信息,考虑目标机动、外部干扰以及状态耦合,提出一种改进的特征压缩方式并建立相应的解耦特征模型,基于该特征模型设计解耦的自适应控制方法实现追踪航天器与机动目标航天器的交会.仿真结果验证了算法的有效性,并表明其优于传统的PD控制方法.     

基于自适应滤波的脉冲星导航方法研究

基于X射线脉冲星的自主导航技术能够为深空探测航天器提供高精度导航信息.脉冲星星表误差对导航性能存在不利影响,特别是方差不确定的星表误差,会引起较大定位误差.建立不确定项的导航模型,提出一种基于方差匹配的自适应滤波方法,通过估计不确定观测模型中的待估参数减小不确定项对观测的影响.通过数学仿真对比了自适应滤波方法和传统扩展卡尔曼滤波方法（EKF）,验证了所提方法的有效性.     

基于回归分析的飞轮泄漏预测模型构建研究

为解决飞轮在交付前其壳体存在微漏这一难题,选取飞轮转速和跑合时间的相关关系作为回归分析对象,探索一种飞轮密封泄漏预测模型的构建方法,并针对该模型进行方差分析、统计检验和相关分析,以保证模型精确度和工程实用性.利用本模型构建方法,可以针对不同规格飞轮或者飞轮其他性能参数构建预测模型,确保交付后飞轮的密封可靠性.     

美国即插即用卫星的发展

即插即用是美国“作战响应空间”（ORS）计划下提出的航天器设计研制概念,主要针对降低航天器研制成本、缩短研制周期越来越旺盛的需求。经过数年的研究,美国军方已经取得了显著进展,找到了实现航天器即插即用的解决方案,建立相关标准,并完成了演示验证卫星的研制。这一系列进展向全球展示了即插即用航天器的广阔前景与发展潜力,将对全球航天技术的发展产生变革性影响。
　　1即插即用卫星的意义
　　长期以来,美国的空间体系的建设重点都是大型空间系统。这些系统具备先进技术能力,但往往动辄数十亿美元、耗时数年才能完成,成为困扰美国军方空间项目采办的突出问题。与此同时,全球部署的美军作战部队对空间系统能力支持需求快速增长,特别是面向特定用户、特定应用的战术需求快速增长,不但需要“量身定制”的空间能力、还对项目采办周期、成本等方面提出新的要求。为此,美国提出“作战响应空间”计划,重点发展具备快速响应、降低成本、面向战术特点的小卫星,成为大型空间系统的有效补充和增强。     

深空探测活动年表(三)

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转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

细胞卫星与原位重构

综述日本、美国和德国等国家提出的细胞卫星概念与研究现状,归纳了细胞卫星的实现技术,建议对细胞卫星共性技术、原位重构技术以及活细胞卫星开展预先研究.     

基于奇异值分解的单框架变速控制力矩

摘要： 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺（VSCMGs）的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出,对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解,只有CMGs模式接近奇异的时候,在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式,从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异,并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明,所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时,可以实现高精度的大力矩输出.