New trade tree for manned mars missions

Recent studies on human missions to Mars suggest revisiting the parameters that have the most important impact on the complexity, the initial mass in low Earth orbit, the risks and the development costs for the first journey to the red planet. In the last NASA reference mission, a trade tree is proposed.     

An innovative navigation scheme of powered descent phase for Mars pinpoint landing

Pinpoint landing (within 100 m from the target) is essential for future Mars exploration missions. This paper deals with one aspect of the pinpoint landing architecture—the navigation performance improvement during the powered descent phase, and proposes an innovative navigation scheme to obtain the vehicle complete and accurate states. On the basis of dead reckoning relying on the Inertial Measurement Unit, measurements of the Integrated Doppler Radar are adopted to correct the vehicle velocity and altitude. Distance between the vehicle and one Mars Orbiter as well as their line-of-sight relative velocity is measured by a radio sensor, and integrated in the filter to correct the vehicle horizontal position. The innovative navigation system is based on an Extend Kalman Filter. Two observation schemes are developed. One considers measurements of the Integrated Doppler Radar and radio range measurement. Another further considers radio velocity measurement. The performance of the innovative navigation scheme is greatly influenced by the position of the Mars Orbiter with respect to the target. Stochastic analyses are performed to obtain optimal locations of Mars Orbiter. Finally, the innovative navigation scheme performances are assessed through stochastic simulations. Its performance improvements are demonstrated by comparison with the Integrated Doppler Radar only navigation scheme.     

基于预测扭矩前馈的涡轴发动机内模控制方法

基于内模原理设计了涡轴发动机功率涡轮转速控制器.针对主旋翼扭矩变化对功率涡轮转速的干扰,提出了一种基于极端学习机的扭矩预测方法.极端学习机训练基于动态仿真数据,其输入通过相关分析获得.基于内模原理的功率涡轮转速控制器采用极点配置的设计方法,将输入信号的内模直接加入控制器,实现鲁棒跟踪.扭矩前馈采用比例微分(PD)控制策略,实现对发动机负载变化干扰的有效补偿.数字仿真结果表明:极端学习机扭矩预测精度高,扭矩相对误差小于1.5‰,与不加前馈控制相比,所提出的控制方法减小了机动飞行过程中功率涡轮转速的超调或下垂30%以上.      

基于未知地标被动观测的飞航导弹SINS俯仰姿态误差估计方法

针对飞航导弹单独使用时SINS存在姿态估计精度随时间降低的问题,提出了基于未知地标被动观测的SINS俯仰姿态误差估计方法。首先,根据飞航导弹中制导段飞行的特点,把SINS俯仰姿态误差估计问题转化为攻角估计问题。然后,在不改变导弹巡航路径的前提下,利用弹上成像导引头对视场内任意未知地标连续被动观测,分别提出了弹体坐标系和速度坐标系下的攻角估计方法,并分析了观测噪声对量测方程系数的影响。最后,利用平均去噪的思想对估计结果进行处理,提高了SINS俯仰姿态误差的估计精度。仿真结果表明：两种方法都能有效估计出飞航导弹SINS俯仰姿态量测误差。     

亚轨道飞行器返回轨迹快速优化

快速、准确、鲁棒的轨迹生成方法可以增加任务的安全性与可靠性,极大地降低成本。针对亚轨道飞行器返回段特点,引入"伪控制量"、"末端进场走廊"等概念,分别采用高斯伪谱法和向前拉道伪谱法进行了返回轨迹快速优化研究,比较了两种伪谱法在处理复杂问题时的能力。仿真结果表明,向前拉道伪谱法不适合处理含控制量约束的问题,而高斯伪谱法在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

一种航天器空间机动轨道的改进形状设计方法

针对带推力约束的航天器三维空间机动轨道初始设计问题,提出了一种基于傅立叶级数展开的改进形状设计方法。首先,在柱坐标系下建立了航天器运动模型,并将基于傅立叶级数展开的形状方法推广到三维空间的机动轨道初始设计;然后,基于所得到的空间初始机动轨道,采用直接配点法进行了完整三维空间机动轨道的优化设计。仿真结果表明,提出的方法可以为带有任务约束的航天器三维空间机动轨道的优化设计提供更优的初始参数及其解析解,为空间机动轨道设计提供了新的方法。     

具有外部扰动及不确定系统参数的漂浮基空间机器人关节运动的增广鲁棒控制

讨论了载体位置与姿态均不受控制的漂浮基空间机器人系统的鲁棒控制问题. 利用拉格朗日方法及系统动量守恒关系导出了漂浮基空间机器人欠驱动形式的系统动力学方程, 以确保得到的系统动力学方程关于一组适当选择的组合惯性参数呈线性函数关系. 在此基础上, 借助增广变量法针对末端爪手所持载荷参数存在不确定的情况, 提出了对外部扰动具有鲁棒性的漂浮基空间机器人关节空间轨迹跟踪的拟增广鲁棒控制方案. 所提控制方案由于充分利用空间机器人系统动量守恒关系, 消除了动力学方程中载体位置相关量, 因此具有不需要测量、反馈载体的位置、移动速度和移动加速度的显著优点; 且由于对系统不确定参数及外部扰动始终采用保持鲁棒性的方式而非在线估计的方式, 有效减少了计算量, 因此更适用于机载计算机运算能力有限的空间机器人控制系统实时在线应用. 一个平面两杆空间机器人系统的数值模拟仿真, 证实了方法的有效性.      

涡轮叶片CT图像边缘提取的最优算子研究

为了解决叶片计算机断层(computed tomograghy,简称CT)图像边缘提取精度低效率差的问题,以解析法提取边缘的理论为基础,推导了适用于CT图像边缘提取的最优算子,并通过定量计算与模拟标准图像对最优算子的性能进行了分析,结果表明最优算子在抗噪、定位精度以及单像素响应等方面都比传统的边缘提取算子更为优越.实际应用最优算子提取的叶片边缘更光顺,噪声点以及伪边缘更少,进一步证明了最优算子在CT图像边缘提取方面有着明显的优势.      

一种适用于进近尾流间隔缩减的机型聚类方法

目前,我国广泛使用的尾流间隔标准过于保守,导致机场跑道容量受限。以进近航空器的尾流遭遇问题为研究对象,首先研究进近尾流安全间隔缩减方法,获取缩减后的临界尾流间隔;然后基于主成分分析法（PCA）对 BADA 数据库中的航空器性能数据降维,提出一种适用于进近尾流间隔缩减的机型层次聚类方法;最后采用该方法得到新的机型分类结果并构建缩减后的尾流安全间隔标准。结果表明：本文所使用的机型层次聚类方法与国内外航空器分类方法具有较好的一致性,在长沙黄花国际机场的主流配对机型间,所获取的进近航空器尾流间隔标准与传统尾流间隔标准相比可以缩减 0.8 km 以上。     

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。