轻型自主爬行制孔系统集成控制技术

针对机身筒段大部件的装配需求,设计了由自主多足移动机构与多功能末端执行器两大功能模块组成的轻型自主爬行制孔系统。基于集成控制的总体需求,设计了上下位机分层控制体系。利用Microsoft Visual Studio平台开发了上位机集成控制软件,用以规划整个钻铆系统的加工任务,监测现场加工任务的执行情况。利用德国倍福软PLC技术实现对整个系统终端硬件的实时控制。在明确了集成控制的总体方案后,设计了基于工业网络的硬件组态和基于多软件平台的软件组态。最后,在不同倾斜角度的曲面工装上进行了机器人的行走和钻孔试验。试验结果表明轻型自主爬行制孔系统结构设计合理,集成控制系统性能稳定,能够稳定实现行走和钻孔功能,制孔质量满足要求。     

深空探测中的自主无线电关键技术

深空探测中的自主无线电主要作用是实现多个深空探测器间的通信,优点是能在未知无线电环境下不需要地面干预,自动实现无线电参数的识别和配置.阐述了自主无线电技术对深空探测的必要性.在与常规无线电技术、软件无线电技术比较的基础上,论述了深空探测中的自主无线电技术,分析了其必须解决未知无线电环境下参数估计这一关键问题.针对无线电参数估计目前存在的因果循环问题,提出了一种自主无线电技术参数估计迭代层次结构模型,分析了各层间的消息类型和迭代过程.     

空间飞行器的多普勒实时自主定轨精度分析

空间飞行器需要实时的高精度轨道信息来完成对栽荷的指令操作和遥感数据的实时处理。除了星栽GPS技术,星载多普勒无线电定轨定位系统（DORIS,Doppler Orbitography and Radio—positioning Intergrated by Satellite）是仅有的有能力提供分米级精度的实时在轨轨道确定技术,它可通过测量星地相对多普勒频移,在星上完成实时定轨和预报,目前该技术已在国外多个卫星上实现,达到了较好的效果,而我国还没有建立这样实时自主定轨系统。为此,结合我国高分辨率空间对地观测系统的建设需求和我国航天器对实时自主定轨及其精度的要求,利用扩展卡尔曼滤波算法对多普勒测量进行了实时自主定轨仿真计算,分析了频率偏差估计与否、初轨误差、地面信标站地理分布以及观测精度等对实时自主定轨的滤波收敛时间和定轨精度的影响,为我国利用DORIS技术进行实时在轨轨道确定提供方案和软件原型。仿真计算表明,基于28个全球分布的地面站,对于高度为800km的卫星,在忽略其动力学模型误差的假设下,若初轨三维位置、速度误差分别为100m（或差至1km）、1m／S（1d）,2h后滤波可以达到稳定收敛,收敛后的实时定轨误差可以达到0．1m（1d）。滤波估计参数除了6个卫星轨道状态参数,还估计了地面信标相对于卫星超稳定振荡器的频率偏差;     

卫星编队飞行的相对轨道自主确定研究

为了研究卫星编队飞行相对轨道的自主确定,基于相对轨道根数建立编队卫星间的相对运动方程,利用测量所得到的星间距离和方位信息作为观测量。不同于目前广泛采用的扩展卡尔曼滤波算法,设计Unscented Kalman Filter(UKF)算法实现卫星编队飞行的相对轨道自主确定。仿真结果表明这种相对轨道自主确定方案能获得较高的定轨精度。     

导航星座整网自主定轨的动力学短弧段伪逆平差法

针对传统静态自由网平差进行自主定轨存在的秩亏问题,提出一种卫星动力学短弧段定轨和自由网伪逆平差理论相结合的自主定轨算法。该算法以导航星座星间链路(ISL)双向测距为基础,利用伪逆平差法,解决整网位置解算起算数据不足带来的秩亏问题;同时,利用轨道动力学建立不同历元之间状态转移关系,解决单历元平差无法对速度分量进行有效估计的问题。仿真结果表明,自主运行90天,平均用户测距精度（URE）小于1 m（2σ）,优于导航星座自主运行指标要求,验证了本文算法的有效性。     

飞船自主应急返回控制参数确定方法及应用

当飞船在无地面测控支持的运行段飞行时,必须考虑故障情况下飞船自主返回应急着陆区的控制参数确定问题。本文根据飞船自主应急返回的主要特点和应急着陆区的选取原则,在分析飞船再入动力学过程和实际测量数据的基础上,确立了一种飞船自主应急返回的控制参数计算方法及流程,并简要介绍了该方法在“神舟4号”等飞船测控任务中的应用。     

Autonomous orbit determination using epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction

Autonomous orbit determination via integration of epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction is proposed in this paper for low-Earth-orbiting satellites operating in GPS-denied environments.Starlight refraction compensates for the significant along-track position error that occurs from only using gravity gradients and benefits from integration in terms of improved accuracy in radial and cross-track position estimates.The between-epoch differencing of gravity gradients is employed to eliminate slowly varying measurement biases and noise near the orbit revolution frequency.The refraction angle measurements are directly used and its Jacobian matrix derived from an implicit observation equation.An information fusion filter based on a sequential extended Kalman filter is developed for the orbit determination.Truth-model simulations are used to test the performance of the algorithm,and the effects of differencing intervals and orbital heights are analyzed.A semi-simulation study using actual gravity gradient data from the Gravity field and steady-state Ocean Circulation Explorer (GOCE) combined with simulated starlight refraction measurements is further conducted,and a three-dimensional position accuracy of better than 100 m is achieved.     

基于X射线脉冲星的深空探测自主导航方法

自主导航是实现深空探测任务的关键技术,基于X射线脉冲星的导航方法可靠、稳定、精度高,不受近地空间的限制,为深空自主导航提供了全新的思路。文章分析了X射线脉冲星导航的基本原理,提出了脉冲到达时间预报算法和整周模糊度求解方法,基于最小二乘理论研究了位置估计算法。仿真算例表明该方法在脉冲星方位误差为0.001弧秒、脉冲到达时间测量误差为1μs的情况下,140d飞行时间中定位精度优于10km,且对初始误差不敏感,可以满足深空探测的导航需要。     

基于载波相位的完整性监测及其优化方法

根据垂直保护限准则,利用载波相位观测信息,提出一种用于飞机精密进近着陆阶段的GPS接收机自主完整性监测优化方法。该方法不增加外部观测量,将整个飞机精密进近着陆过程分成若干独立观测时段,时段中任意一个历元报警,则整个时段报警;在满足国际民航组织规定的每个时段误警率和漏检率设计指标前提下,时段误警事件是单历元误警事件的和事件,时段漏检事件是单历元漏检事件的积事件。试验结果表明,应用该优化方法,在垂直方向上,漏检概率由时段的1×10~(-9)/15s增加到单历元的1×10~(-0.6)/s,有效地减小了垂直保护限值VPL,增强了GPS卫星导航系统的可用性。