机械回路系统动力学分析的奇异值分解(SVD)缩聚法

本文在约束动力学系统的动力学分析中提出了奇异值分解(SVD)缩聚法,求解相应的微分代数方程组,推出了三套缩聚公式及相应的算法。SVD缩聚法计算简单,便于计算机执行,并克服了由于约束不连续而导致的数值积分的困难。     

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。     

中国区域卫星导航系统星座的方案探讨

首先简要介绍了欧洲、日本发展卫星定位导航系统的情况。阐述了我国第二代区域卫星导航系统的必要性。指出了采用因轨道同步卫星和静止星的星座方案的优缺点。用计算机仿真详细研究了倾斜椭圆轨道同步卫星的轨道参数与定位性能关系。设计了一个静止卫星和椭圆同步卫星组成的7星星座，并且评估了该星座在我国及周边地区的性能。仿真计算表明，这种星座能够满足现阶段我国区域导航系统需要。     

基于最小偏度采样的卫星自主导航SRUKF算法

针对航天器自主导航系统对可靠性、精确性和实时性的要求,将最小偏度采样策略和平方根Unscented卡尔曼滤波(SRUKF)算法相结合,提出了一种改进型SRUKF算法,该算法在保证滤波精度和标准Unscented卡尔曼滤波(UKF)算法相当的条件下,通过引入最小偏度采样减少了采样点数,提高了计算速度,以协方差阵的平方根代替协方差阵参加递推运算,减少了计算机舍入误差.将该算法应用于磁强计/雷达高度计组合导航系统中,仿真结果表明:该算法保证了估计精度,较大地减轻了计算负担,具有算法简单、计算效率较高的特点,能够满足卫星自主导航系统的要求.     

Improving the orbits of GPS block IIA satellites during eclipse seasons

During Sun-Earth eclipse seasons, GPS-IIA satellites perform noon, shadow and post-shadow yaw maneuvers. If the yaw maneuvers are not properly taken into account in the orbit determination process, two problems appear: (1) the observations residuals increase since the modeled position of the satellite’s navigation antenna differs from the true position, and (2) the non-conservative forces like solar radiation pressure or Earth radiation pressure are mismodeled due to the wrong orientation of the satellite’s surfaces in space.     

高分七号卫星高精度控制技术与验证

高分七号卫星（GF-7）控制系统，一方面通过研制甚高精度星敏感器和高平稳度翼板驱动机构（SADA），提高部件性能指标；另一方面采用在轨参数标定、星地闭环补偿等控制技术，进一步提高系统性能。经飞行验证表明，控制系统实现了角秒级姿态测量精度，稳定度达到10-5(°)/s量级，与同类型测绘卫星控制系统比较，姿态测量精度和稳定度均达到中国领先、国际先进的水平，使中国遥感测绘卫星控制能力得到了大幅提升。最后展望了GF-7卫星控制分系统进一步提高控制精度的发展方向。     

考虑火箭约束的深空探测弹轨道拼接模型

针对深空探测任务轨迹规划中对于运载火箭弹道约束考虑不足、弹轨道拼接设计效率低的现状,建立了考虑运载火箭射向和末级滑行时间约束的弹轨道拼接计算模型,在无引力摄动假设下得到了任意深空出发速度条件下的运载火箭射向和末级滑行时间计算公式。利用该模型分析了弹轨道可成功拼接的集合范围随深空出发速度、发射场地理位置、火箭射向和滑行时间约束范围的变化规律。提出深空出发"赤纬-发射能量"(δ-C3)图方法,可在图上表示指定型号运载火箭深空发射能力可行域,结合深空轨道转移Pork-Chop图方法,可以快速判断该型运载火箭是否适用于特定深空发射任务。依据这一方法,提出了对我国未来深空探测运载火箭射向和末级滑行时间的能力需求。     

Libration point orbit rendezvous using PWPF modulated terminal sliding mode control

The near-range rendezvous problem of two libration point orbit spacecraft in the Earth–Moon system is studied using the terminal sliding mode control which enables a time-fixed process with the flight time prescribed a priori. The underlying dynamics are the full nonlinear equations of motion for a complete Solar System model. For practical purposes, two means of pulse-width pulse-frequency (PWPF) modulation are employed to realize the theoretical continuous control with a series of thrust pulses. Extensive simulations with major errors taken into account show that the sliding mode controller can successfully guide the chaser to a given staging node with the final position and velocity errors, on average, lower than 20 m and 1 mm/s, respectively. Compared with the glideslope guidance previously studied, the proposed approach outperforms the former by saving approximately 50–60% of total delta-v.     

一种涡扇发动机加减速转速变化率闭环控制技术

针对涡扇发动机加减速的特点和控制需求,在对比现有控制算法的基础上提出一种新的转速变化率(N-dot)闭环控制技术。通过引入积分补偿,消除了原理性稳态误差,且控制参数机理清晰,易于设计,具备较高的工程应用价值。针对控制回路切换带来积分饱和的技术难点,设计工程实用的输出回归抗积分饱和方法,实现与其它控制器协调工作。基于涡扇发动机开展了Matlab桌面仿真研究和台架试验验证,结果表明,本文提出的控制技术能够取得满意的控制效果:N-dot反馈能够很好跟随N-dot期望指令,跟随误差在当前期望值的±10%以内,控制算法对噪声不敏感,对于涡扇发动机加减速过程多控制回路切换场景,不存在回路干扰和积分饱和现象。     

带有空间机械臂的航天器系统惯性参数辨识

针对航天器惯性参数在轨辨识问题,文章以空间机械臂为研究对象,建立了带有空间机械臂的航天器系统动力学模型,并进行了空间机械臂的动力学分析。通过规划一种复杂的空间机械臂的运动轨迹,对机械臂各关节施加合适激励的方法,使空间机械臂做充分可变构型运动。该运动会改变航天器系统的惯性分布,从而引起航天器系统速度变化。然后,通过ADAMS(Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Systems,机械系统动力学自动分析)软件建模测量这些速度变化,计算出空间机械臂的惯性变化,进而基于动量和动量距守恒的方法建立线性回归方程。最后,通过应用递推最小二乘法解线性回归方程组,辨识出了航天器的惯性参数。仿真分析结果表明了所辨识的航天器惯性参数的有效性和准确性。