基于紫外敏感器的卫星自主导航方法研究

研究了卫星利用CCD紫外敏感器进行自主轨道确定的方法。敏感器通过地球紫外图像提供地心方向矢量及姿态误差信息进而确定卫星轨道。采用Unscented卡尔曼滤波算法,对紫外敏感器测量精度、姿态误差、部分轨道参数以及地球模型对导航精度的影响进行了仿真验证。仿真结果表明本方法具有较高的定轨精度,其导航误差主要取决于紫外敏感器测量精度和卫星姿态误差。     

随机微分系统的耗散性

提出了有关Ito型随机微分系统耗散性理论的新概念:按模耗散、按模等度耗散和按模一致耗散,并利用Lyapunov方法,借助于Ito微分公式沿着Ito型随机微分系统的解对所构造的Lyapunov函数求导数,给出了Ito型随机微分系统有关按模耗散理论的一些代数判据,获得了与确定性常微分系统耗散性理论相对应的结论,最后的算例证明了该方法的有效性和可行性。     

氢氧全流量补燃循环发动机主要参数优化分析

根据给定的运载任务,建立了氢氧全流量补燃循环发动机的能量特性模型、运载器质量模型和轨道模型,以运载器有效载荷为目标函数,利用枚举法进行了发动机性能参数的优化研究.通过计算,验证了质量模型的准确性,得到了实现单级入轨发动机的最优性能参数,给出了在当前所能达到的燃烧室压强情况下的优化结果,为新一代氢氧全流量补燃循环发动机的研制提供指导.     

对卫星目标的仅测角天基单站无源定位可观测性分析

可观测性分析是无源定位与跟踪系统的前提和基础。由于卫星运动系统方程是状态变量的隐函数形式,以及观测方程的非线性,使得对卫星目标仅测角无源定位的可观测性研究难度较大。鉴于此,从伪线性化角度对非线性系统方程进行改造,推导了关于状态变量的显性系统状态方程,对仅测角条件下的单星对星无源定位系统进行了可观测性分析,为进一步研究仅测角单星对星的无源定轨跟踪提供了理论基础。最后给出了仿真实例,验证了理论分析的正确性。     

神经元耦合系统同步条件的几点注记

研究了2个双向电突触耦合的完全相同的Hindmarsh-Rose神经元模型的完全同步问题.电突触耦合是神经元之间用于通讯的主要方式之一,它的最大功能是使神经元集群发生同步放电活动.以往对于耦合神经系统同步的研究,大多是利用数值方法,缺乏确凿的理论依据,对于多个神经元耦合的情形,也没有有效的方法.提出了2种判断完全同步的新方法——李雅普诺夫函数法和模式分解法,与传统的条件李雅普诺夫指数方法只能给出完全同步发生的必要条件相比,得到同步发生的充要条件和充分条件,并给出严格的理论证明.方法可应用到多个振子耦合和非对称耦合的系统中.计算机数值模拟对方法的有效性进行了验证.      

椭圆轨道编队的构形变化控制方法

推导了椭圆轨道编队的一些典型构形模态,指出椭圆轨道卫星编队的模态不同于圆轨道的构形模态,是极为丰富的。基于T-H方程的解析解,推导了副星在沿航向常值推力作用下的椭圆轨道编队的构形变化控制方法。推导的构形变化控制方法,通过合理的选择控制量的作用时刻,可达到大量节约燃料的目的。最后,给出仿真算例。     

卫星初始轨道确定方法研究

卫星精密轨道确定过程实际上是通过求解轨道动力学微分方程组而对初始轨道不断改进的过程,因此,轨道确定的精度与速度不但依赖于求解微分方程组的具体算法,同样依赖于初始轨道的精度与准确性。针对多站测距/距离和数据,建立了一种轨道初值计算的几何方法,该方法集折射误差修正方法于一体,在进行观测数据折射误差修正的基础上,可以得到卫星在任意时刻的轨道初值。     

射流动量控制器精细建模及其应用

文章研究了新型姿态控制执行机构——射流动量控制器的精细动力学模型.基于流场内的流体特性,分析了粘性使流场速度衰减的规律,通过对流动面各点的速度积分,推导了与工质特性相关的执行机构等效角动量,得到了能够反映射流动量控制器内部特性的精细动力学模型.然后,建立了含有三正交构型射流动量控制器组的航天器姿态动力学模型,并依据该动力学模型设计了姿态控制律.仿真结果表明,依据射流动量控制器精细模型得到的执行机构输出力矩反应速度快、误差小,应用在航天器姿态控制的过程中提高了对航天器控制的效率和精度.     

Accurate orbit predictions for debris orbit manoeuvre using ground-based lasers

Orbit manoeuvre of low Earth orbiting (LEO) debris using ground-based lasers has been proposed as a cost-effective means to avoid debris collisions. This requires the orbit of the debris object to be determined and predicted accurately so that the laser beam can be locked on the debris without the loss of valuable laser operation time. This paper presents the method and results of a short-term accurate LEO (<900 km in altitude) debris orbit prediction study using sparse laser ranging data collected by the EOS Space Debris Tracking System (SDTS). A main development is the estimation of the ballistic coefficients of the LEO objects from their archived long-term two line elements (TLE). When an object is laser tracked for two passes over about 24 h, orbit prediction (OP) accuracy of 10–20 arc seconds for the next 24–48 h can be achieved – the accuracy required for laser debris manoeuvre. The improvements in debris OP accuracy are significant in other applications such as debris conjunction analyses and the realisation of daytime debris laser tracking.