导航辅助下基于LAS码的天基多目标测控

中继卫星的天基测控是解决中低轨道航天器大范围、长时间、多目标测控的有效途径,但用户星到中继卫星的时延误差、多普勒频移校正误差等参数会对多目标测控带来干扰。针对该问题,首先分析了定位误差引起的时延误差、多普勒频移校正误差等因素,设计了天基多目标前向链路遥控SMA(S-band Multiple Access,S频段多址)信号形式和反向遥测链路SMA信号形式,选择与时延校正误差相匹配的LAS(Large Area Synchronous,大区域同步)码作为反向遥测信息的扩频码,建立了导航辅助的终端时延和频率预校正方案模型,可以有效消除多用户干扰。仿真表明,当Eb/N0≥10.5dB时,前向遥控信息误码率pe≤1×10~(-6),反向遥测信息误码率pe≤1×10~(-6),使用LAS码比Gold序列约有2dB性能改善,为基于我国天链卫星的中低轨道卫星稳定运行、载人航天交会对接以及后续空间站建设等任务的测控提供重要参考。     

可重复使用飞行器导航制导控制技术展望

针对当前可重复使用飞行器的发展现状,总结了其特点、优势和发展趋势.通过飞行任务,分析了可重复使用飞行器所面临的复杂环境特性和飞行控制特性.从飞行控制角度出发,概括了可重复使用飞行器导航制导控制所面临的技术挑战,包括高精度导航技术、多约束航迹优化技术、再入段和能量管理段的制导技术以及强耦合强不确定强鲁棒姿态控制技术等.最后,针对技术挑战,对可重复使用飞行器导航制导控制技术提出了若干建议.     

全源定位与导航的发展与建议

介绍了全源定位与导航项目(ASPN)与定位、导航与授时(PNT)体系之间关系,概述了ASP N项目的研究背景、目标、技术指标及发展历程等,继而分别重点阐述了全源定位与导航系统的各项关键技术、导航系统当前面临的5大挑战,最后结合我国全源定位与导航的发展现状,提出了4点建议.     

冷原子干涉陀螺仪技术专利分析研究

冷原子干涉陀螺仪是下一代超高精度陀螺仪的重要发展方向,有望在新一代惯性导航技术中开辟全新的技术途径.冷原子干涉陀螺仪在高性能武器和深空探测等领域有广泛的应用前景,首要应用方向是最高价值的战略级大型武器平台,包括弹道导弹、战略核潜艇、远程战略轰炸机等.围绕冷原子干涉陀螺仪的相关技术进行专利分析研究,包括技术分布、申请趋势、申请区域和重点申请人分析,旨在了解该技术领域的技术发展现状和分布情况,并通过对重点专利的解读,预测该技术的发展趋势,并对我国冷原子干涉陀螺仪技术的发展提出建议.     

快速定位定向系统设计及车载实验研究

定位定向系统是能为载体提供精确地理位置坐标、指北方向和姿态角的导航系统,通常用于舰船、飞机、车辆等功能平台,为平台上的设备提供准确的位置和姿态参考信息.本文针对车载平台机动性高的特点,设计能够实现运动中对准的快速定位定向系统,开展捷联惯导数字递推算法、航位推算、多源信息组合导航、动基座对准算法、系统免标定、误差补偿等算法和技术研究.最后,开展静态对准、静态导航和动态车载实验研究.实验结果表明,动态对准时间小于5min,对准姿态精度小于1mil,方位保持精度小于1mil/2h,横滚角、俯仰角保持精度小于0.5mil/2h,里程计/惯导组合水平定位精度小于0.15％D,卫星/惯导组合水平定位精度小于10m.     

近距平行跑道配对进近纵向碰撞风险安全评估

针对繁忙机场的容量饱和现象,近距平行跑道实施配对进近可有效提高机场容量、缓解跑道拥挤和航班延误等现象.为了保证配对进近的安全运行,根据近距平行跑道配对进近的实际运动过程,考虑两架飞机在配对进近过程中的导航误差和时间等因素,建立两架飞机的运动方程和纵向碰撞风险评估模型;并通过MAT-LAB软件对模型进行计算,得到随相关参数变化的纵向碰撞风险变化曲线.结果表明:配对进近的碰撞风险随着前后两机起始间隔的增大而减小,随着飞机纵向定位误差的均方差的增大而增大,证明了模型的正确性和合理性.     

风云二号气象卫星系统及其应用前景

简要介绍风云二号（ＦＹ－２）静止气象卫星、地面应用系统和预计提供的遥感产品,并对ＦＹ－２卫星资料和遥感产品的可能应用前景进行了初步分析和预测。     

视觉导引机器人定性定位与导航

在总结己有定性导航工作的基础上,系统地讨论了定性定位的两种方法——顺序区域和有向区域定位,以及各自的性质和相互关系,并给出了实验结果。     

高分多模卫星测控分系统设计与验证

高分多模卫星(GFDM-1)敏捷机动范围达到了单轴45°,机动速度达到了4.5(°)/s,大角度高速机动可能造成接收机失锁与接收星数下降导致非定位问题。文章提出了双天线同时参与解算的双频双模星载导航定位定轨体制,有效解决了姿态机动过程中接收星数减少问题,并实现了星载导航连续高精度定位。同时,采用了异构的测控分系统设计,提高了测控分系统可靠度,实现了卫星全球测控能力以及星地测控抗干扰能力。     

航天器天文导航中星敏感器最佳安装方位研究

航天器自主天文导航中,通常用星敏感器和地平仪测量的星光角距作为观测量,星敏感器安装方位角是影响导航精度的一个重要因素.针对星光角距作为观测量的自主天文导航方法,分别采用扩展卡尔曼滤波EKF(Extended Kalman Filter)和Unscented卡尔曼滤波UKF(Unscented Kalman Filter)2种滤波方法进行仿真计算,研究了星敏感器安装方位角对导航精度的影响规律,得出星敏感器的最佳安装方位角,并考察了其在不同轨道参数下的适用性,为星敏感器的安装和星敏感器视场内观测星的选取提供了依据.仿真计算表明,本结论对其它利用"星光+地平"的自主导航方法也适用.