宇宙飞行器定点着陆自动控制算法

本文描述了宇宙飞行器以第一宇宙速度返回地面并定点着陆的控制算法。分析了在大气中下降的过程，研究了下降段上的空间运动。给出了数值计算机上的模拟结果。本报告共分为４部分。     

关于Grothendieck代数的特征标

本文用群表示理论和复向量理论证明了Grothendieck代数的一些性质,特别是关于Grothendieck代数基的描述,即设B为K_G(X)的基,Θ={(θ,ρ)|θ是G在X上的轨道,ρ是G_x的一个不可约表示,x∈θ},其中G_x={g∈G|gx=x},则存在1—1对应f:B→Θ使得对于任意V∈B,f(v)=(θ,ρ):V_y≠0<==>y∈θ,且ρ是G_x在V_x上的一个不可约表示,x∈θ,利用这一性质,本文给出了一个求Grothendieck代数的特征标的方法,从而改进了由Luszrig,G.在文[1]中提出的方法,并且给出二面体群D_n关于其一些子群H的Grotheodieck代数的特征标表。     

测量不确定度的计算方法

本文主要介绍一种在美国已被普遍采用的测量不确定度的计算方法。着重介绍这种方法的分析步骤、误差的分类、随机不确定度、系统误差限和总不确定度的计算方法,同时还探讨了这种方法尚待进一步研究的问题。最后,作为例子,给出了这种方法在风洞热流传感器校准试验中的应用。     

航天飞机气动力辅助异面轨道变换

本文研究了以气动力作为辅助动力,实现异面圆轨道的最优变换。以目标轨道面倾角最大为优化性能指标,获得了升力和滚转角的最优控制规律。文中提出了优化问题的一种参数搜寻方法,有利于问题的求解。文末对结果作了分析,讨论,并就有关的多种变换模态作了分析、对比,表明在一定条件下,气动力辅助变换有明显的优越性。     

一类具有时变参数不确定非线性系统的鲁棒控制

利用李亚普诺夫函数递推设计方法对一类含有未知时变参数不确定和干扰的非线性系统进行了控制器设计，所设计的控制器对于所有允许的不确定可保证闭环系统状态一致有界并收敛到一个紧集。文中给出了鲁棒控制器的设计算法及系统稳定的充分条件，并讨论了当不确定被看作系统的输入时，闭环系统具有ISS特性。因而，本文提出了一种克服不确定造成系统不稳定的方法，最后给出了一个仿真算例。仿真结果表明了所设计的控制器的有效性和较强的鲁棒性。     

航天器最优再入轨迹的近似解

采用格林函数法,导出了最优再入轨迹的三种过程约束(气动加热率、动压、升力约束)条件之间关系的近似定量描述。求解了航天器同时受三种约束条件时各种性能指标下的最优再入轨迹的近似解,及相应的最优控制规律。通过对近似解与控制规律的结构分析,得到了一些重要的结论。     

以色列地平线-7卫星成功发射

2007年6月11日，以色列地平线-7（Ofeq-7）卫星由“沙维特”火箭成功发射升空，进入300km／600km的椭圆轨道。     

载人月球探测轨道设计的挑战与技术发展趋势

轨道设计是载人月球探测工程中的一个重要问题,直接影响工程实施的效果、甚至成败。本文概述了载人月球探测工程中涉及的飞行轨道,指出了轨道设计所面临的三方面挑战,即飞行轨道方案、轨道设计效率、任务全局最优化的挑战;简要介绍了国内外载人月球探测轨道设计的研究进展;提出了当前载人月球探测轨道设计需要重点突破的几个关键技术问题,包括一体化轨道设计与优化、应急任务轨道设计、地月空间任务高鲁棒性轨道设计、月球轨道空间站的轨道设计和地月空间轨道通用设计软件等问题。     

星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法CSCD

针对低轨卫星星座运行中地球引力摄动的周期特性,基于迭代学习控制(ILC)方法,提出了星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法。该方法由反馈控制和ILC两部分构成,分别抑制卫星运行过程中的非周期摄动和周期摄动对构型保持精度的影响,进而在地球非球形引力摄动未知条件下,通过相对构型的精确保持实现对星座卫星碰撞的有效规避。仿真结果表明,在地球J摄动影响下,与传统反馈控制相比,ILC方法以更小的控制输入实现了轨道保持精度的显著提升,进而在星座卫星轨道高度相近的情形下显著降低了碰撞风险,且控制器可在保证收敛性能的前提下,实现启动时间的灵活选择。