弹道式导弹姿态控制系统计算机辅助设计程序包CADMACS

CADMACS系统是一个交互式的导弹姿态控制系统计算机辅助设计的专用程序包,它以控制系统的传递函数为基本描述模型,应用古典频域控制理论,实现对导弹姿态系统的分析、设计、综合、绘图以及仿真等功能。该系统具有结构清晰、易理解、易维护、易移植、易扩充等优点。通过对某型号导弹姿态控制系统的分析和设计表明,本系统对弹道导弹姿态控制系统的设计是有效的。     

带挠性帆板航天器热诱发姿态运动分析

针对带挠性帆板航天器简化模型建立了帆板受到突加热流时的拉格朗日能量方程,将帆板的准静态位移分解为空间函数与时间函数的乘积,采用扩展的假定模态法,推导了系统的动力学方程.指出温度差是引起姿态变化的扰动源,分析了热时间常数及温度差等参数对姿态的影响.从频域出发,分析热引起的扰动力矩对航天器姿态控制系统的影响.数值仿真结果验证了分析的正确性.     

基于GPS载波相位的微卫星姿态算法研究

GPS姿态系统是利用GPS载波相位测量来确定载体的航向和姿态角。本文对微卫星的GPS姿态系统进行了研究。重点解决短基线的GPS状态算法，讨论了姿态价格函数的了小化方法。测试结果表明，所提的算法对小于1m的基线是有效的。     

研制中的轨道延寿飞行器

美国轨道复原公司及其在英国的子公司一轨道复原有限公司(Orbital Recovery Corp．,也译为轨道复活有限公司——编者注),正在开发一种名为“轨道延寿飞行器”(OLEV,简称“延寿器”)的太空拖车。它可以用来对接在现有的或未来的在轨地球静止轨道通信卫星上,以取代原卫星的姿态和轨道控制系统,延长卫星的工作寿命。     

航天器姿态预设性能控制方法综述

针对存在不确定惯量矩阵及其它未知不确定性(如执行器故障、航天器结构发生突变等)下的航天器姿态控制问题，综述了预设性能控制及其应用的研究进展。首先阐释了预设性能控制方法的基本内涵及其关键步骤；然后分析总结了现有航天器姿态控制以及预设性能控制研究的基本概况与发展趋势；最后面向未来复杂化、智能化的空间任务对航天器控制系统提出的新需求，提出航天器预设性能控制值得研究的问题和方向。     

基于最小二乘拟合法的分布式POS全局估计方法

针对无法保证各子阵天线附近均安装高精度子惯性测量单元（IMU）的问题，提出了一种基于最小二乘拟合的分布式位置姿态测量系统（POS）全局估计方法。首先，建立了考虑一维柔性变形角的主/子传递对准误差模型；然后，采用卡尔曼滤波（KF）估计已安装子IMU的子阵天线运动参数；最后，在已获取运动参数的基础上，采用最小二乘拟合估计未安装子IMU的子阵天线运动参数。半物理仿真实验结果表明，所提方法精确实现了阵列天线运动参数的全局估计，且未安装子IMU的子阵天线运动参数估计精度与相邻的子阵天线运动参数估计精度相当。      

利用GPS进行姿态估计的一种算法

首先建立了全球定位系统（ＧＰＳ）姿态确定的观测方程;然后给出了利用ＧＰＳ进行飞行器姿态估计的模型,并对该模型进行了线性处理;最后利用攻推广卡尔曼滤波技术,针对某飞行器进行了仿真计算。计算结果表明,对于不同的测量噪声和系统噪声,滤波器都有较好的估计,姿态估计的精度明显高于单纯ＧＰＳ姿态确定的精度,可以满足大多数飞行器对姿态确定的要求,证实了模型和算法可用性。     

捷联惯性导航系统的等效非线性误差模型

当捷联惯性导航系统（ＳＤＩＮＳ）出现大的误差时,其常规线性误差模型就不能有效地表现导航误差传播的非线性特性。为了说明捷联惯性导航系统的大状态误差,这里介绍一种旋转矢量误差,同时引入旋转矢量误差与四元数误差之间的相互关系。利用这种关系,捷联惯性导航系统的非线性误差模型就可以相应地用旋转矢量误差和四元数误差加以说明。很明显,这里所阐述的捷联惯性导航系统的非线性误差模型之间彼此互相等效。此外同时表明,当