喷嘴为执行机构的空间飞行器基于误差四元数的非线性姿态跟踪控制

研究带喷嘴空间飞行器在姿态跟踪机动时的多轴耦合非线性姿态控制问题。姿态运动学和动力学用误差四元数描述。通过线性变换将误差四元数动力学方程转换成 4个摄动双积分系统 ,并基于此摄动双积分系统设计了开关控制器。由误差四元数及其导数构成的抛物型开关函数决定了控制器中的逻辑。文章考虑了最短的姿态捕获路径、外部干扰抑制、和不确定参数补偿问题。控制器允许力矩矩阵为非对称 ,从而使喷气执行机构的安装有更好的灵活性。由于不需要目标的加速度反馈 ,控制器可用于对机动目标的跟踪。用相平面方法分析了闭环系统的鲁棒稳定性。仿真结果验证了控制方案的可行性     

变化姿态角下的相位变化率无源定位方法研究

无源定位技术有着广阔的应用前景。在现有单站无源定位方法的基础上 ,介绍了相位变化率定位法。该方法利用观测平台上两个相互正交的相位干涉仪接收目标辐射电磁波的相位获取目标的方向信息 ,利用对应的相位变化率获取目标的径向距离信息 ,从而实现对目标的实时高精度定位。提出了在空中观测平台发生飞行姿态变化情况下的定位求解思路 ,即利用姿态变化条件下的测量数据直接求出目标在姿态变化前的原始载机坐标系中的位置。文中给出了这一思路下相应的定位表达式并引入修正增益扩展卡尔曼 (MGEKF)算法对原始定位结果进行滤波处理。仿真结果表明 ,该方法是一种发展前途较好的单站无源定位方法     

三轴零动量卫星在轨转偏置动量控制的设计与实现

针对资源一号02B卫星运行中主份陀螺失效的问题,提出了通过在轨注入偏置动量控制程序到控制计算机(AOCC),将三轴零动量控制系统转为偏置动量控制加磁控的方案.给出了整星偏置动量控制器设计,通过在轨飞行数据分析了该方案的实施效果.该卫星转为无陀螺的偏置动量控制的成功经验,为三轴零动量卫星在关键部件(如陀螺、动量轮等)故障时实现高可靠运行提供了一种设计方案.     

油量计算方法对油量测量系统姿态误差的影响分析

飞机油量测量系统的姿态误差与油量传感器的数量、位置和油量计算方法均有关系.在某型飞机的油量测量系统设计中,根据油箱布局和油量传感器的布置,提出了多种油量计算方法,并分析和比较了各种姿态下的油量测量误差,从中确定了最优的油量计算方法,为类似形状的油箱确定油量计算方法提供了参考.     

考虑未知飞轮摩擦力矩的航天器姿态跟踪鲁棒自适应控制

针对存在未知飞轮摩擦力矩和外干扰力矩情况下的姿态跟踪问题,提出并分析一种鲁棒自适应姿态控制律。姿态控制律采用一种间接处理未知飞轮摩擦力矩和外干扰力矩的方法。该方法并不直接关注未知摩擦力矩和外干扰力矩本身,而是关注其界,并用其进行控制器设计。最后基于Barbalat引理证明所得闭环系统的稳定性,并给出数值仿真结果。仿真结果校验了所提方法的有效性。     

柔性卫星角加速度轨迹规划与振动抑制方法

针对柔性卫星在快速机动过程中会激发柔性附件振动的问题,提出一种通过设计角加速度轨迹来抑制振动的方法。在存在振动频率不确定性的情况下,所规划的角加速度轨迹能够将残余振动幅值抑制在指定的范围内。类比不同幂次余弦函数激发的残余振动表达式,设计一种含有多个待定系数的角加速度曲线,并根据残余振动幅值对待定系数进行约束,从而求解出所有的待定系数。这种设计方法改进了余弦函数抑制低频振动需要增加较大机动时间的问题。相比输入成型方法,所规划的轨迹光滑,增加的机动时间较短,对高频振动有着更好的抑制效果。     

轨道误差对星敏感器对地指向精度的影响分析

针对使用星敏感器进行对地指向精度问题,分析了影响卫星对地指向精度的主要因素,根据卫星轨道误差,推导了轨道根数误差对经度方向和纬度方向上的指向误差方程.分析了轨道根数对指向精度的影响规律.最后对轨道根数误差的影响进行了仿真,仿真结果与分析结果一致.     

基于非接触测量技术的低速风洞连续扫描试验技术研究

基于Optotrak非接触光学测量系统,建立了风洞试验模型三维姿态角测量方法,实现了模型姿态角的高精度、实时、外触发时钟同步测量.基于该方法测量模型三维实时姿态角,在FL-14低速风洞开展了张线尾撑下YF-16飞机1:9标模纵、横向连续扫描测力试验.试验结果表明,在0.3°/s的扫描速率下,连续扫描与步进试验数据比对一致性好,各气动分量同期重复性达到国军标合格或先进指标.连续扫描试验获得了更为详尽完整的气动特性信息,同时显著提升了试验效率.     

航天器自主交会对接的视觉相对导航方法

针对航天器自主交会对接在最终逼近阶段的相对导航问题,研究了基于特征光标的航天器视觉相对导航方法。首先建立了小角度假设条件下的相对导航模型。给出了航天器相对位置和采用欧拉角描述的相对姿态的近似解析算法。其次利用相对姿态的解析解作为观测信息,采用降阶的无迹卡尔曼滤波方法对目标航天器的姿态角和惯性角速度进行了估计,间接得到了相对姿态和相对姿态角速度的估计值。数值仿真表明提出的解析算法能够有效获得相对位置和相对姿态测量信息,通过降阶滤波可明显提高相对姿态确定精度。     

基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制

针对巡航飞行器非线性模型具有快时变、强耦合和高度非线性的特点,在考虑飞行过程中可能存在的气动参数以及大气密度不确定性情况下,提出了一种高精确、强鲁棒控制方法。通过将扰动观测器与指数时变滑模控制方法结合,构造了一种基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制设计方法,并利用Lyapunov理论分析了采用该控制律后整个闭环系统的稳定性。该方法能够有效地减小采用边界层方法来处理滑模抖振问题时所引入跟踪稳态误差,提高系统控制精度。最后,通过仿真验证了所提出方法的有效性。