微小卫星编队飞行解析构型维持控制方法

编队构型维持是卫星编队飞行的基础.J2摄动和大气阻力是影响近地轨道卫星编队构型的主要摄动力,通常导致星间相对速度的长期变化,从而造成编队构型发生漂移.本文针对近地轨道卫星编队飞行,基于平均化的思想,采用平均相对速度表示编队构型漂移率,推导了平均相对速度与脉冲速度增量之间的解析表达式.通过引入平均相对加速度,将摄动力下的相对运动等效为匀变速直线运动.将其与单边极限环控制方法结合,提出一种基于星间测距信息的解析构型维持控制策略.仿真结果表明,该解析算法简单有效,易于工程实现,尤其适合微小卫星的星间自主控制.      

脉冲星候选样本分类方法综述

脉冲星搜索是射电天文学中的重要前沿领域。随着现代搜索设备性能的不断提升,可以接收到更弱的信号,如何从海量信号中准确地识别出脉冲星疑似信号成为一个挑战。介绍了国内外关于脉冲星候选样本分类方法的发展历史和发展状态,归纳总结了发展过程中各个阶段的处理方法:人工识别方法和机器学习方法;最后对未来的发展趋势进行了分析。     

具有频域指标约束的BTT导弹自动驾驶仪二次型法设计

本文研究了线性二次型最优控制系统的加权阵与频域指标间的对应关系，基于回路成形理论给出了加权阵选择方法，并将其应用于ＢＴＴ导弹的自动驾驶仪设计。在建立了无静差控制模型的基础上，获得了满足预定频域指标的设计结果，并通过自动驾驶仪系统的非线性仿真验证了设计方法的有效性。     

平动点任务转移轨道中途修正研究

平动点在深空探测中具有重要作用. 由于发射中不可避免地会存在误差, 平动点卫星往往需要考虑转移轨道的中途修正. 本文从工程实用角度出发, 根据以往平动点任务的中途修正经验, 确定中途修正序列,综合以往文献对误差的处理, 给出了误差的分布参数; 将转移轨道中途修正问题转化为转移轨道设计问题, 使用微分修正算法求解转移轨道中途修正问题; 利用蒙特卡洛模拟给出统计性数据. 仿真结果验证了方法的有效性. 对于日地系 110天类型的转移轨道, 在95 %的置信水平下, 只需要78.0 m/s的机动速度, 即可以保证位置误差在66.1 km之内.      

基于多目标遗传算法的太阳高纬探测器轨道设计

针对太阳高纬度探测器轨道设计任务要求, 研究了基于多目标遗传算法的小推力借力飞行轨道设计方法. 基于圆锥曲线拼接假设, 将探测器轨道分为小推力日心转移轨道段和木星借力飞行轨道段两部分. 在日心转移轨道段, 选择燃料最省为优化目标, 采用标称轨道法设计小推力的推力控制率. 在借力飞行轨道段, 选择借力后日心轨道倾角为优化目标, 对借力飞行的关键参数进行分析. 采用多目标遗传算法对该多目标进行了优化. 结果表明, 多目标遗传算法可以有效地解决轨道设计中的多目标优化问题. 优化得到的小推力控制率不仅可以节省发射能量, 还可以保证借力飞行后探测器能够进入太阳高纬度探测轨道.      

基于FPGA+DSP的X射线脉冲星导航原理样机的设计与实现

为了验证X射线脉冲星导航算法在星载计算机环境下的实时性和适用性,设计了基于FPGA+DSP架构的X射线脉冲星导航原理样机,导航原理样机中的FPGA用于系统的逻辑控制以及光子数据的存储;DSP则用于将接收到的光子数据进行转换、脉冲折叠、脉冲数据互相关处理、数据插值以及最小二乘滤波等算法。最后搭建了X射线脉冲星导航地面半物理仿真系统,系统以光子到达时间残差作为观测量,结合卫星轨道动力学模型,基于滤波算法实现航天器的导航定位。仿真结果表明,导航位置误差优于10 km,速度误差优于1 km/s。     

改进的Tour-Map借力飞行图形设计方法

针对借力飞行轨道初始设计阶段的任务需求,提出一种改进的Tour-Map借力飞行图形设计方法,用于分析借力效果,确定借力方案和设计参数初值.在圆锥曲线拼接假设基础上,建立了借力飞行超越速度矢量和借力天体位置、速度的几何模型,推导了借力后日心轨道要素的解析表达式,并将分析结果绘制成经纬度坐标的Tour-Map轨道要素等高线图,图中综合了借力飞行后大量可行的日心转移轨道信息,为分析借力飞行的作用提供了形象的参考.将其应用在木星借力太阳高纬度探测轨道设计中,证明了方法的有效性和实用性.     

附加深空机动的借力飞行全局优化

借力飞行轨道设计是一个多变量强约束的非线性优化问题, 初始方案通常采用不需要初值猜测的全局优化算法进行优化, 但是借力点处的C3匹配原则等较强的约束条件极大影响了全局算法的收敛性能. 针对这一问题, 研究了附加深空机动的借力飞行模型, 在借力点处引入B平面和辅助转角, 推导了离开超越速度的解析表达式, 通过求解Lambert问题和轨道递推得到日心转移段的深空机动脉冲. 利用微分进化算法对问题进行优化, 结合木星探测算例, 对VEE (Venus-Earth-Earth), VEME (Venus-Earth-Mars-Earth)和VEVE (Venus-Earth-Venus-Earth)三种深空机动借力飞行方案进行优化, 给出了优化结果.      

太阳帆航天器悬浮轨道动力学与控制

基于线性动力学模型和非线性动力学模型,研究了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持与控制问题.首先,推导出了柱坐标形式的太阳帆动力学方程,并在参考悬浮轨道附近线性化以建立状态方程,然后对状态方程进行可控性分析.通过合理选择控制变量加权矩阵R,用线性二次型调节器(LQR)对线性模型进行控制.将得到的控制律代入非线性模型中进行验证,表明该控制律渐近稳定,并且具有良好的控制精度,可实现太阳帆悬浮轨道控制.      

太阳帆柔性结构动力学仿真分析

研究了太阳帆结构的有限元仿真分析问题.针对太阳帆航天器实际结构特点,建立合理的有限元模型;得出合理的边界预紧力的大小与方向;给出太阳帆航天器伸展臂对预紧力的屈曲模态分析以及屈曲临界载荷;进行了太阳帆结构的无预紧力结构模态分析与有预紧力结构模态分析,并对结果进行了比较.研究结果表明,太阳帆航天器预紧力结构模态分析更为合理,为太阳帆航天器控制系统工程设计与仿真提供了参考数据基础.