锥体目标进动的宽带雷达特征分析

进动是锥体目标空间自旋飞行时特有的运动特性,通过刚体姿态动力学原理,采用微动分析方法分析了光滑表面锥体弹头目标的空间进动模型,并由雷达电磁散射原理建立了目标宽带回波模型.通过散射点仿真模型和电磁仿真数据,采用周期检验的方法分别对锥顶和锥尾散射点的进动参数进行提取,验证了分析和模型的正确性.     

国外基于性能的保障模式的实践及启示

当前．随着高新技术武器装备的不断涌现．其采办和维护变得愈加昂贵和复杂．也面临着更多更新的要求。一是．须明确界定武器装备保障性和战备完好性．并应在其寿命周期的早期予以考虑;二是,将武器装备寿命周期成本作为重要的权衡变量．以期在实现高效后勤保障的同时,降低寿命周期成本：     

卫星编队飞行相对位置保持的脉冲控制

研究了卫星编队飞行相对位置保持的脉冲控制方法。分析基于动力学模型的周期脉冲控制策略,讨论其工程可实现性,并在考虑存在较大测量噪声情况下提出了周期多步脉冲控制的方法。数字仿真的结果比较显示了这种多步脉冲控制方法的有效性。     

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。     

基于过载与姿态参数的开伞载荷快速分析方法

结合近期国内首次成功实现的助推子级伞降回收任务,基于实测过载和姿态参数,提出了回收过程中稳定伞、减速伞和翼伞开伞载荷快速分析方法,分析结果与设计载荷吻合较好,充分验证了开伞载荷快速分析方法的有效性及设计载荷的正确性,可供后续伞降回收任务载荷分析参考.     

利用EMD方法提取太阳活动周期成分

EMD(经验模态分解)方法在处理非线性及非平稳时间序列时表现出了很大的优势和应用潜力.利用EMD方法研究太阳活动周期,对110年(1894-2003)和55年(1949-2003)的太阳黑子数月均值进行分解,分别得到一系列模式和一个趋势项,其中都可能包含有1.3至1.4年周期分量,25至30个月QBO(准双年振荡)分量,11年太阳周分量和22年Hale周分量.其中11年周期分量幅度最大,变化特征与太阳黑子数原始数据具有很高的相似性.不同于传统方法,EMD方法给出了太阳活动在不同时间尺度上各自分离的变化特征.      

基于无迹卡尔曼滤波的柔性自由翻滚目标姿态估计

在进行在轨维修以及清除等任务时,需要确定航天器的姿态四元数和角速度。失效卫星常处于自由翻滚状态,通常带有柔性帆板,其运动规律相较于刚性帆板更为复杂。一方面,空间失效卫星的姿态确定常使用激光雷达、双目相机作为测量装备,其测量精度常受到光照、磁场等的影响,会对识别精度产生较大干扰。另一方面,柔性航天器的质量特性容易发生变化,导致很难对其动力学模型进行精确描述。针对柔性自由翻滚目标的状态难以获取的问题,本文提出基于无迹卡尔曼滤波的姿态估计方法,并采用神经网络补偿柔性航天器模型误差。仿真结果显示：无损卡尔曼滤波器(Unscented Kalman filter,UKF)算法对柔性航天器的姿态四元数预测误差值在10^-3范围内,角速度误差值最高0.08 rad/s,采用神经网络补偿动力学模型后对四元数的预测误差稳定在9×10^-4范围内,角速度误差稳定在1.5×10^-3范围内。结果表明,使用神经网络补偿柔性航天器动力学模型的不确定项之后,UKF对柔性自由翻滚目标的姿态估计精度满足工程要求。     

基于精密时间的星敏感器绝对姿态基准的建立

根据星敏感器外场试验的实际需要,提出一种用于建立星敏感器参考姿态基准的方法.介绍星敏感器参考姿态基准建立的基本原理;分别求取从赤道惯性坐标系i系到地球坐标系w系的转换矩阵Cw1（依靠原子钟精密计时）、从w系到地理坐标系t系的转换矩阵Ctw、从t系到平台坐标系p系的转换矩阵Cpt,从p系到星敏感器坐标系s系的转换矩阵Csp,从而得到i系到s系的转化矩阵Cs1;根据Csi求取星敏感器的姿态角,作为参考姿态基准;编制求解星敏感器参考姿态基准的电算化程序,并绘制星敏感器3个姿态角的误差曲线,最大误差小于0.25″.仿真结果表明,通过精密时间得到的姿态可以作为星敏感器外场试验的参考姿态基准.     

卫星高精度相对姿态确定技术

高分辨率遥感卫星姿态事后处理精度的典型指标要求为2.4″(3σ).受星敏感器低频误差影响,常规的星敏感器/陀螺组合定姿方法的姿态确定精度难以实现上述指标要求.考虑到陀螺短期测量精度高的特性,提出了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方案.利用陀螺信息确定各时刻相对于起始时刻的相对姿态,起始时刻的绝对姿态精度由地面高精度标定等手段保证.采用该方案可以在一定时间内实现高精度的姿态确定精度.给出了针对该方案的理论分析、数学仿真以及物理仿真试验结果.     

卫星姿态控制系统的故障可诊断性评价研究

在不依赖任何诊断算法的前提下,对卫星姿态控制系统中传感器和执行器的故障可诊断性进行评价,旨在将提高系统故障诊断能力的工作重点前移到设计阶段.由于反馈控制的存在,导致故障会在整个系统中进行传播,使得单故障源表现出多异常征兆,这给闭环系统的故障诊断带来极大挑战.将故障视作扩展状态,并考虑模型不确定性,得到卫星姿态闭环控制系统的状态空间模型;根据可观测性判据,给出并证明考虑建模不确定性的加性故障和乘性故障可诊断性条件.所得相关结论可为卫星姿态控制系统设计提供理论参考依据.