多Agent航天自主运行系统的模型描述

针对基于多Agent的航天自主运行系统,梳理了模型描述的内容和要求.为了满足多Agent之间协同规划以及Agent内部自主规划的要求,提出了活动和方案两级的规划系统描述模型.在活动一级建立与时间、资源的约束关系,实现Agent之间的规划分解、交互协商.以方案描述系统组成部分的运行状态,并通过方案衔接约束和能量参数的定义,使Agent具有局部优化和适应变化的能力.使用选择性约束和优先级等参数,使规划活动更为灵活和鲁棒.Agent知识描述语言使用类似C++的语法,使用预定义类和函数来实现规划知识的描述,方便实现过程性运算,易于扩展.通过规划模型描述的实例验证了描述语言的描述能力.模型语言的处理程序已经应用于仿真系统,可以针对应用场景进行仿真.     

高精度大力矩补偿机构仿真模型

用于高稳定度卫星载荷扰动力矩补偿的补偿机构设计原理与力矩模式反作用轮类似,但具有输出力矩大、摩擦力矩大和饱和转速低的特点,且目前无针对性的仿真模型.迫于姿态控制系统的仿真需求,根据补偿机构的结构,合理简化的驱动控制电路的设计并结合反作用轮的建模方法,给出了详细的仿真模型.     

UKF稳定性研究及其在相对导航中的应用

讨论了UKF应用于状态方程为线性,测量方程为非线性对象时的稳定性问题。文中 给出了一个UKF保持稳定的充分条件,指出适当增加过程噪声和测量噪声方差阵的设置值, 有利于保证UKF的稳定性。本文还将UKF应用于航天器相对导航滤波器设计,通过数学仿真和 理论分析证实了文中有关UKF稳定性结论的正确性。本文所得到的结论为将UKF应用于实际工 程,特别是航天器相对导航滤波器设计,提供了理论参考。
     

一种界定模态密集程度的新方法

研究了被控对象包含密集模态时对控制的影响,说明了密频系统的模态不稳定特性引 起对象模型不准确,给控制器设计造成困难并容易导致控制性能下降。分析了已有的密集模 态定义及相关判别准则的不足,针对控制,从密集模态振型不稳定性角度提出了新的基于振 型灵敏度的密集模态界定方法,容易辨别出系统的密集模态子集,也可以用于比较不同系统 的模态密集程度。算例表明,该方法准确有效,以此界定模态密集程度对振动控制更有意义 。
     

基于单目视觉的空间非合作目标相对运动参数估计

提出了一种估计空间非合作目标相对运动参数的单目视觉方法,该方法将相对运动参数估计问题描述为一个非线性约束优化问题．通过迭代求解特征值问题来确定基本矩阵,将基本矩阵分解可得到相对运动参数的4个可能解,给出了消除旋转矩阵多义解的简单判断准则．数值仿真结果验证了该方法的有效性．     

一种微波应答机模拟器的实现方法研究

微波应答机是目标飞行器端配置的重要交会对接合作目标,为确保其在轨功能和性能稳定,地面测试中需配置专用的模拟器对其进行测试,介绍了一种应答机模拟器的实现方法,分析了模拟器的功能、性能要求;基于模块化的设计思想,给出了模拟器硬件、软件实现方案.最后对按照该方案设计的模拟器工作过程及测试情况进行了介绍.     

一种基于FPGA位流回读与重配置的空间硬件容错方法

分析FPGA的配置数据帧格式以及整个器件中配置数据帧的类型和分布,在此基础上给出具体的位流回读故障检测方法和重配置容错方法,最后给出了实现该容错方法的一个实例.论文研究可为星上拟采用基于SRAM的FPGA的各分系统电路容错设计所借鉴.     

基于星敏感器的卫星角速度估计精度分析

重点研究星敏感器自身特性对角速度估计精度的影响,分析了星敏感器动态情况下恒星矢量测量精度,推导出恒星矢量测量误差与星像目标中心提取误差之间的关系;进而研究了最小二乘角速度估计算法的精度,得出其精度影响因素:星像目标中心提取误差、曝光时间、恒星矢量数目及相互夹角;最后以给定的星敏感器参数和实际恒星分布进行数学仿真,验证了采用星敏感器估计角速度的可行性.     

基于磁强计的卫星姿态确定地面试验

阐述基于磁强计进行卫星姿态确定的原理,以某卫星的遥测数据为基础,进行姿态确定的地面试验,试验结果表明该方案可以达到较高的姿态确定精度,具有很强的实用性.     

考虑月球扁率修正的月球卫星自主导航

针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法。并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响。仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、 0.05°(3σ) 和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ), 从而保证了环月卫星的导航精度。