航天器交会对接中液体燃料晃动等效模型研究

以航天器交会对接过程中的平移靠拢段作为背景,研究适用于零重力和微重力环境下液体运动的等效力学模型.以欧空局无人货运飞船(ATV,automatic transfer vehicle)中建立的等效模型为参考,提出一种适用于零/微重力球形贮箱中液体晃动的弹簧-质量等效力学模型.该模型的各个参数通过将基于CFD计算的参数辨识方法和用于常重力液体晃动的传统建模方法结合运用来获取.对该模型进行介绍,然后描述等效模型参数的获取方法,并利用虚功率原理推导了晃动力和力矩的求解方程.通过与CFD软件Flow-3d的结果进行对比,对这种建模方法的可行性和准确性进行了分析.     

一种星载激光测距仪姿态的确定方法及误差分析

激光测距仪与立体测绘相机在对地目标定位方面具有较强的互补性,将两者结合可以获取较高的地面目标三维定位精度。利用激光测距仪辅助立体测绘相机实现全球大比例尺无控测图是当今测绘卫星的发展方向。激光测距仪的定位精度主要受俯仰角和侧摆角的影响,由于失重、热交变、微振动等外界环境的影响以及激光器发射激光束存在自身抖动,星载激光测距仪的激光出射方向是不断变化的。为实现高精度地面目标定位,满足大比例尺测绘需求,需要对激光出射方向进行精确测量。文章提出了一种基于足印记录相机的激光测距仪姿态确定方法,该方法采用足印记录相机、地相机图像联合处理的技术,解决了激光测距仪姿态角和激光指向高精度确定问题。通过误差分析,该方法能够满足1︰10 000比例尺定位精度的要求。     

一次近月制动的误差分析与安全关机策略

实施有效的近月制动进入目标环月轨道是实现月球环绕、安全软着陆等任务的前提。文章基于一次近月制动,对点火过程中的主要误差要素影响进行了分析,包括开机与关机方式、点火姿态、有限推力制动方式的影响,其中点火姿态偏差是最大的误差影响。并分析了一次近月制动条件下,由于推力偏差和制动推质比较大,速度增量关机失效时自主时间关机和地面支持关机存在的轨道安全性问题。针对此问题,按近月制动前后的不同阶段设计了3种安全关机策略,包括相关的发动机标定、轨控实时监视干预以及应急提升近月点。最后介绍了安全关机策略在嫦娥三号任务中的应用情况。     

仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航分析

对仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航问题进行了分析．借鉴已有研究成果,给出仅有相对视线角测量时,相对导航系统可观的定义,以及为使系统可观,加速度项所需满足的充分必要条件;分析指出由于相对动力学模型误差的存在,相对导航系统始终是可观的,但可观度很弱;而追踪器进行适当的机动可极大改善系统的可观性,给出为使系统可观,机动加速度具体所需满足的充分必要条件;指出当通过施加机动加速度改善系统的可观性时,获取零输入相对位置矢量方向是前提条件,并论证了利用相对视线角测量信息,可以对零输入相对位置矢量方向进行估计和预测．     

航天器应急姿态捕获中GPS信号的应用

星载全球定位系统（GPS）卫星接收机在测量接收各GPS卫星信号时,可同时得到接收信号的信号强度测量辅助数据E。理论分析表明,接收信号的强度E与信号入射天线的法向夹角α强相关。如建立E与α稳定的先验模型,E就可以作为测量值,计算入射天线的角度α。在同一时刻,通过三个以上GPS卫星信号入射天线的角度α,可计算星载GPS卫星接收机接收天线的空间姿态。确定姿态的精度取决于E与α相关先验模型的稳定性。利用CHAMP卫星星载接收机在轨实测数据检验,估算的初始姿态精度为2°~3°。该方法可作为航天器故障状态下应急姿态捕获的一种辅助手段,也可为携带星载GPS而无高精度定姿要求的简易航天器提供一种新的无附加成本的定姿途径。     

星敏感器导航星表建立

导航星表是星敏感器系统用来实现恒星星图识别和姿态确定的唯一依据,它的容量、内容、存储读取方式对于完成星敏感器功能和性能指标都极为重要．通过分析恒星在视场中的分布规律,建立起星表的完备性和冗余性与星敏感器视场内导航星的数量之间的关系,确定了导航星数量,提出了筛选导航星的原则和方法,为了实现星表的快速搜索,对导航星表的组织形式进行了详细讨论．构造一个由2510颗0～6等导航星组成的导航星表,满足了星敏感器星图识别和姿态确定的需求．     

行星探测器GNC系统自主安全模式设计

针对行星探测器GNC系统自主生存能力要求高的特点,设计具有黄极捕获功能的惯性安全模式和无惯性系定向支持的应急安全模式．描述安全模式下姿态确定与控制任务,提出相应的方案．通过对安全模式的任务分析可知,该模式下探测器可以自主进行姿态机动,保证能源供给和星地通信链路建立．     

近距离航天器相对轨道的鲁棒自适应控制

针对近距离航天器的相对轨道提出了一种鲁棒自适应控制律。在追踪星本体坐标系中考虑航天器的相对运动。首先,在转动惯量未知的情形下提出了自适应控制律,保证系统的全局渐近稳定性。其次,将两星地心引力加速度之差作为干扰加速度,并假设干扰有未知上界,对自适应控制律进行修正,提出了鲁棒自适应律,使得系统是全局一致最终有界稳定的。控制律的设计不需要绝对轨道信息,适用于任意轨道。对航天器编队飞行和空间交会两种情形分别进行了仿真分析,结果表明所设计的控制律是合理有效的。     

模型变形视频测量的相机位置坐标与姿态角确定

高速风洞试验中的模型变形视频测量（VMD）要求双（多）相机大角度大重叠的测量方式,而通过现有共线方程的线性化模型难以取得高精度的相机位置与姿态角,故推导包含共线方程泰勒展开二次项的非线性误差模型,建立3控制点的VMD相机位置与姿态确定技术。多个工程实例表明该技术能取得高精度的相机位置坐标与姿态角,有实用价值。     

姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计

针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。