一种可实现星箭分离前后测轨数据联合定轨的初轨确定方法

针对弹簧分离方式的卫星发射任务中,在星箭分离瞬间卫星获得弹簧分离力产生的速度增量,使星箭分离前后的两段外测数据不能同时参与定轨的问题,提出了一种可同时求解一个位置矢量和两个速度矢量的定轨新方法——改进的有摄初轨计算的单位矢量法,建立了相应的计算模型,构造了条件方程组的解算方法。仿真计算和任务实测数据验算表明,该方法首次实现了利用星箭分离前后处于两条不同轨道的测轨数据的联合定轨。由于延长了定轨数据弧段,有效地提高了入轨段初轨确定精度。     

零角动量欠驱动航天器逆最优稳定控制律设计

研究轮控式零角动量欠驱动航天器姿态最优稳定控制问题。考虑到该类型航天器不存在定常光滑稳定控制律的特点,通过Lyapunov直接法和Backstepping方法设计了一种非线性不连续反馈控制律,同时得到控制Lyapunov函数（CLF）,并由此得到逆最优稳定控制律。该控制律可以避开求解Hamilton-Jacobi方程,最小化某一代价函数,同时具有扇形稳定裕度,对输入不确定性具有一定的鲁棒性。数学仿真结果表明,所设计的非线性不连续反馈控制律能够使姿态渐近稳定至平衡点,并具有最优性,以及在转动惯量存在不确定性时,扇形稳定裕度使系统具有一定的鲁棒性。     

基于速度增量修正的卫星入轨段外测数据定轨新方法

在传统的数值积分精密定轨方法基础上,提出基于器箭分离速度增量修正的定轨方法,实现了器箭分离前后两段外测数据的联合定轨。仿真计算结果和任务实战数据验证结果表明,该方法大大提高了地月转移轨道入轨段外测定轨精度,比传统初轨确定方法提高约一个数量级。     

宽频角振动地面模拟试验设备的研制

为了解并减小探月着陆系统之敏感器容易受到宽频角振动影响的任务风险,有必要进行宽频角振动地面模拟试验。文章首先提出了宽频角振动的振动转换结构和测量方法,在此基础上完成了试验设备的研制,之后针对探月着陆系统成像敏感器遭遇的角振动环境进行了地面模拟测试。测试结果表明:该试验设备的宽频角振动模拟频率范围为0~2000 Hz,控制精度达到±15%（2σ）,同时还可模拟包括平移和转动在内的着陆系统刚体运动。该设备已用于敏感器在角振动环境下的地面模拟试验验证。     

动态角运动校准技术综述

介绍了国际动态角运动校准技术以及研制可溯源到国际单位制的角运动一次标准装置的最新进展.     

高频角振动台变负载的模型跟随自适应控制系统设计

以高频角振动台为研究对象,考虑负载变化对系统响应的影响,根据高频角振动系统确定参考模型,给出了线性模型跟随控制(LMFC)和自适应模型跟随控制(AMFC)系统的设计.仿真结果表明:在负载变化时AMFC的控制效果明显优于LMFC.     

一种利用角动量进行电推力矢量标定的算法

航天器上越来越多地使用电推进进行轨道修正,电推力器的配置安装和使用方式决定了电推进的调整策略,大多数情况下在轨卫星都需要进行电推力矢量的标定和调整。针对国内某类型地球静止轨道卫星,提出一种利用在轨电推力器工作时引起的星体角动量变化来进行电推力矢量标定及调整的算法,同时给出了国内首次在轨电推力矢量标定及调整的应用实例。在轨标定结果表明算法正确可行,该算法为在轨卫星电推标定和调整提供了一种解决方案。     

基于分布式数据仓库动态增量视图维护的研究

分布式数据仓库分为局部/全局数据仓库、技术分布式数据仓库和独立演进的分布式数据仓库三种类型.分析了视图脱机维护和联机维护存在的不足,根据三种类型分布式数据仓库给出了动态增量视图维护的模型及方法.     

控制力矩陀螺驱动空间机器人的角动量平衡控制

针对V构型控制力矩陀螺(CMGs)驱动的冗余空间机器人的CMGs角动量饱和问题,提出一种角动量平衡控制方法。该方法从平衡使用机械臂各臂杆CMGs角动量的思想出发,定义了角动量平衡指标,并使用加速度分解技术和逆动力学方法设计了角动量平衡控制器。该控制器可在保证机械臂跟踪工作空间轨迹的同时,利用机械臂的空转运动使得角动量平衡指标尽量减小,即各臂CMGs的角动量使用趋于平均,从而降低某些臂杆的CMGs先行饱和的可能性,充分利用CMGs的控制能力。基于平面三自由度冗余机械臂的数值仿真结果验证了所设计的控制器的有效性。     

飞机前起落架支柱旋转机构角度及角速度测试方法的优化

本文介绍一种利用步进电机驱动某系列飞机前起落架操纵机构,在套筒与支柱旋转机构处采用平行四连杆结构的工装,利用旋转编码器实现操纵机构与支柱旋转机构角度与角速度精确测量的优化测试方法,并成功应用于测试设备。