一种基于局部球面约束的GPS单频瞬时定向方法

GPS单频瞬时定向具有高精度、低成本和无需周跳检测等诸多优势,但成功率依赖于高精度的伪码测距辅助,同时对可见星数目也较敏感,不利于载体在城市峡谷等遮挡环境中的应用。针对此问题,提出一种带有局部球面约束的整数最小二乘估计方法,算法不依赖于高精度的伪码测距辅助,并充分将姿态角概略信息融入到短基线观测模型中,增强了模型强度,提高了定向解的可靠性。实际试验表明,本方法可以显著提高整数最小二乘的成功率,适用于卫星可见性受限环境下的定向解算。     

低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引方法研究

国内外针对S频段SAR卫星姿态导引研究较少,在考虑轨道偏心率和系统天线指向误差情况下尚无明确的导引策略。基于合成孔径雷达（SAR）成像模型及椭圆轨道动力学理论,引入椭圆轨道的径向速度和法向速度分量,推导得到了椭圆轨道任意位置上多普勒中心频率的新的数学表达及分量分解。提出了面向低轨小偏心率轨道S频段合成孔径雷达（SAR）卫星的偏航导引、二维姿态导引方法以及采取不同轨道模型时的简化实现,分析得到了不同补偿方法的补偿效果以及天线指向精度对补偿效果的影响。根据仿真结果,结合卫星工程实现和地面成像处理难度,提出了以偏航导引为主,二维导引为辅的姿态导引策略,对低轨小椭圆轨道S频段SAR卫星姿态导引设计具有指导意义。     

崎岖地形中关节式月球车姿态估计数值求解方法

 以被动关节式地形自适应月球车为研究对象,融合关节机器人D-H坐标建模方法构建了月球车悬架运动学模型和以侧倾、俯仰和偏转角表示姿态的欧拉角方式建立了车轮到世界坐标系的悬架完整表达模型。利用悬架完整表达模型,用带有迭代因子的连续迭代和离散迭代数值求解方法,建立了光滑和离散崎岖地形姿态估计算法。最后以8轮扭杆双摇杆摇臂月球车原理样机为例来验证此模型求解方法。仿真结果验证了所建立的基于数值方法的崎岖地形被动关节式月球车姿态估计模型的正确性,其求解模型精度能够满足仿真要求。     

纵列式直升机悬停飞行品质研究

以适合于飞行品质评价的纵列式直升机非线性飞行动力学模型为基础,根据有人驾驶垂直/短距起落飞机军用品质规范(MIL-F-83300)以及军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),对纵列式直升机悬停开环状态下的飞行品质进行了计算分析.按照两种规范的要求,对纵列式直升机的动态响应特性与带宽、操纵特性与姿态敏捷性、轴间耦合以及横向突风扰动影响进行了分析,最后给出了一些有意义的结论.      

RLV再入姿态双环滑模控制及舵喷混合配置

应用滑模控制设计了一种可重复使用运载器（RLV）再入姿态控制器,该控制器应用双环的滑模控制方案,可以获得对角速度及角度的同时跟踪,并具有较好的鲁棒性和解耦性能。针对RLV再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,运用优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器来执行。再入姿态仿真验证了该方法的精度、鲁棒性以及解耦的跟踪性能及有效性。     

基于载体姿态测量的微伺服吊舱

针对微小型无人机光电吊舱对光轴稳定与目标跟踪的需求,研究了一种基于载体姿态测量的光学平台稳定技术.该技术利用吊舱基座上的速率陀螺测量机体三轴姿态运动,通过控制光学平台的俯仰和偏航两通道伺服系统实现对光轴的惯性空间稳定.该系统使用步进电机来当执行机构,根据步进电机的特性,可以推导得到控制量与转速的关系,由此省去了在一般捷联稳定技术中的微分测速环节,得出了一种新的基于前馈控制的不变性原理.设计了解耦指令分配算法,将一个两轴耦合系统,转换为两个独立的单轴系统.在单轴控制中,分别设计了比例控制及比例积分控制算法实现对光轴的稳定控制和跟踪.最后通过在Matlab/Simulink环境下的仿真,以及实际的摇摆台试验,证明了基于载体姿态测量的稳定技术能够实现微小型无人机光电吊舱的光轴稳定.     

小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

在小展弦比飞翼布局机翼外侧上/下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面,并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明,上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;当α6°时,由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内,在前缘涡的吸力作用下,嵌入面航向控制效果迅速下降,直至失效,且进行航向控制时存在不利的滚转耦合;下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;通过在小迎角范围内使用上嵌入面,α6°时使用下嵌入面,不仅可在全迎角实现航向控制,且不影响飞机的隐身性能。     

静止单站纯方位目标航向估计及仿真研究

针对平面直角导航坐标系下匀速直航目标, 利用静止单站测得目标方位序 列, 基于纯方位目标运动分析(BO-TMA)理论, 采用拟线性处理方法, 对目标航向进行 递推式估计。通过多次仿真实验,研究了不同初始条件对目标航向估计性能的影响。该 方法要求简单,便于实现,所得结论为水下隐蔽单站仅利用目标方位信息快速判断敌方 运动态势及作战决策提供了参考。     

基于退步法的敏捷航天器姿态控制方法

主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。