捷联惯导系统大方位失准角下的非线性对准

采用欧拉角描述平台坐标系与导航坐标系间的失准角,推导了适用于捷联惯导系统的非线性误差方程,证明了该方法仅适用于方位误差角为大角度,而水平误差角为小量的情况。数学仿真表明:在方位误差角为大角度情况下,采用所推导的误差方程和非线性滤波技术能获得更高的估计精度。     

空间交会相对状态测定与控制

阐述航天器交会对接最终逼近段相对状态测定与控制算法。测定算法适用于计算机视觉系统,根据标志点构型几何特征,建立非线性测距方程组并构造加权目标函数。对非共面标志点构型（如3点T型与5点锥型）和共面标志点构型（如正方形、矩形、菱形）,目标函数均含标志点间距比率关系项;对共面构型,目标函数还包含共面条件项。按最小二乘法,采用Gauaa-Newton数值迭代法求解测距最佳值;对共面标志点四边形构型,利用对角线交点的虚影像坐标确定测距求解迭代初值。获得测距后即可应用四元数估算法确定相对姿态与相对位置。对相对姿态控制算法,给出相对姿态运动学与动力学方程,讨论相平面法与四元数反馈法的控制设计方法。相平面控制法应用常值推力,针对小姿态角机动的特点,将相对姿态通道解耦为三个独立的二阶子系统,设计相平面推力方向切换函数;四元数反馈法应用本征轴旋转的线性二阶系统瞬态响应特性,选择相对四元数与相对角速率反馈增益系数,确定控制力矩。对相对位置控制算法,将实际位移对标称位移之差作为控制变量,阐述所需速度增量最小的双冲量机动。大量模拟计算结果表明相对状态测定与控制算法是有效的。     

火箭靶弹零升阻力系数辨识

火箭靶弹无控飞行过程中飞行攻角较小且无法准确模拟,为提高靶弹弹道理论预估精度,弹道理论计算可假定飞行攻角为零,将飞行攻角产生的诱导阻力贡献折算为对零升阻力系数的修正。建立了火箭靶弹气动特性工程计算方法,针对火箭靶弹零升阻力系数计算模型不确定性问题,利用火箭靶弹A飞行试验GPS遥测数据对其零升阻力系数进行了参数辨识,基于辨识结果对火箭靶弹零升阻力系数工程计算方法进行了修正。经火箭靶弹B飞行试验结果验证,由于综合考虑了飞行攻角产生的诱导阻力贡献,采用修正后的零升阻力系数,弹道理论预估精度大大提高,满足工程要求。     

一种新的脉冲星累积脉冲轮廓辨识算法

为解决X射线脉冲星导航系统中脉冲星类型难以准确辨识的问题,本文分析了导航系统中累积脉冲轮廓的特点,提出了一种基于选择Bispectra\|Mellin(BM)谱的脉冲星累积脉冲轮廓辨识算法。该算法首先对累积脉冲轮廓进行双谱变换,提取平移不变特征信息,并抑制噪声;然后通过计算归一化双谱幅值的两维Mellin变换将双谱的尺度伸缩转换为BM谱的相位变化;最后利用简化的Fisher可分离度使BM幅度谱域降维,得到特征向量用于相关辨识。利用美国罗希(Rossi)X射线时变探测卫星的实测X射线脉冲星数据进行辨识实验,结果表明：(1) 该算法能对具有不同相位和尺度因子的累积脉冲轮廓进行有效辨识,辨识效果优于现有辨识算法;(2) 当相位间隔为4.8°时,该算法的辨识效果达到最佳;(3) 运算量小,适用于脉冲星导航系统。     

基于大气阻力实时辨识的Drag-free卫星最优控制研究

研究了基于大气阻力实时辨识的Drag-free卫星最优控制。将Drag-free卫星和其内部的验证质量等效为两颗内、外编队卫星并建立动力学方程,推导了基于卫星和验证质量的相对运动状态观测值反演大气阻力的算法。建立了状态最优调节器模型,采用动态规划求解经典的二次型最优控制。对低轨圆轨道Drag-free卫星的仿真计算结果表明方法的求解精度较高,计算消耗较小。     

基于控制体积方法的降落伞初始充气模型

考虑降落伞初始充气过程中降落伞变形情况与受力特性,建立了基于控制体积方法的初始充气模型。模型从理想气体状态方程出发,通过伞衣内部气体质量求解伞衣内部各个部分所受压力,将压力结果代入基于凯恩方法建立的伞衣结构模型中,即可得到对应的伞形;模型在计算时能够考虑伞衣结构透气的影响。数值计算的结果表明,模型计算得到的初始充气过程伞衣形状变化与试验吻合较好,初始充气时间与经验公式基本一致。该方法还可用于对降落伞主充气阶段的数值模拟。     

卫星编队飞行精确动力学模型与三维定位系统

提出采用精确动力学模型应用多颗编队飞行小卫星实现三维定位系统（电子侦察卫星）。为此,首先应用运动学和动力学两种方法建立精确动力学模型和摄动方程,然后进行数学仿真和队形变化的分析,最后讨论位置保持控制策略。仿真结果表明：编队飞行三维定位系统定位精度高,不受纬度影响,而且可以实现全球同时定位功能。
     

挠性陀螺仪最优位置试验设计

采用二次曲面复合设计的试验设计思想,在D－最优准则条件下,研究了挠性陀螺仪最优位置试验设计方法。在此基础上,提出了一种最优的八位置试验方案。试验结果表明,采用该八位置试验方案估计一次项漂移系数的精度比IEEE Std 813-1988中规定的八位置试验方案估计的精度高。
     

航天器环境干扰力矩的闭环辨识与补偿

研究引入干扰力矩辨识的方法提高三轴稳定航天器在稳态运行期间的高精度指向控制问题.基于航天器的稳态输出数据和系统传递函数,对环境干扰力矩的完整模型进行闭环辨识.其中采用改进的特征系统实现相关算法和多元线性回归法辨识环境干扰力矩的模型参数,最后使用前馈控制对所辨识的环境干扰力矩实现在线补偿.分析和仿真结果表明,该方案能有效地克服不确定的环境干扰力矩对姿态稳定度的影响,提高在轨运行航天器的姿态稳定精度.     

相对位置和姿态动力学耦合航天器的自抗扰控制器设计

慢旋非合作目标在轨服务任务中,在轨服务航天器不仅需要悬停在目标自旋轴上方保持相对位置不变,而且需要与非合作目标同步慢旋保持姿态一致。此时需要保持的相对位置在目标本体坐标系中为常量,在目标本体坐标系下建立相对位置动力学模型,使相对位置控制系统成为调节系统。然后,建立基于相对姿态四元数的姿态动力学模型,并给出推力偏心力矩的数学描述。基于扩展状态观测器、过渡过程安排技术和非线性反馈控制技术,设计姿态和轨道耦合系统的自抗扰控制器。仿真结果表明自抗扰控制器在解决存在非线性和耦合特性的相对位置和姿态耦合系统的控制问题上能够取得理想的控制效果,具有较高的控制精度和较快的系统响应。