连续小推力航天器自主导航及在轨参数标定

以连续小推力航天器为背景,提出了综合考虑星载加速度计和推力器在轨标定的自主导航方案。首先以精确姿态测量和引力梯度模型为标定参考信息源,建立了包含加速度计参数、推力器参数以及光压系数的完整参数测量模型;然后基于天文导航方法建立了自主导航系统状态模型和观测模型;表明各状态和参数的能观性后,采用了具备良好计算效率和鲁棒性的双重无迹卡尔曼滤波方法进行状态和参数联合估计。分析与数值仿真表明,该方法通过结合参数在轨标定直接提高了导航模型精度,在工程应用中具备可行性和有效性。     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

毛细芯蒸发器启动和运行特性

通过对毛细芯蒸发器(相当于环路热管在没有连接蒸气管路的情况)进行试验研究,巧妙地避开了工质循环和冷凝器等带来的影响,专注于研究毛细芯孔隙率和热源功率对蒸发器启动和运行特性的影响。结果表明:在某些条件下,毛细芯蒸发器启动时温度会出现剧烈的波动;毛细芯孔隙率越大,产生温度波动所对应的热源功率越小;毛细芯相同时,热源功率越大,越容易出现温度波动,并且温度波动的程度越剧烈。温度波动的原因是毛细芯孔隙率与热源功率等外部参数不匹配。     

航天器近距离视觉制导自主机动轨道优化

研究具有视觉导引路径约束的航天器近距离机动轨道优化数值计算问题。首先,给出了带路径约束的椭圆参考轨道航天器近距离轨道机动最优化问题数学模型。利用高斯伪谱法将上述最优化问题转化为非线性规划问题,优化参数为配点上的状态量和控制量。然后,利用MATLAB的SNOPT软件包对非线性规划问题进行求解。最后通过数值仿真验证了方法的有效性和鲁棒性。     

敏捷卫星偏流角计算模型研究

TDICCD相机成像时为保证图像品质,要求对偏流角进行修正。文章针对敏捷卫星任意姿态角建立了在星下点成像、俯仰姿态机动后成像、滚动姿态机动后成像,以及滚动加俯仰姿态机动后成像几种情况下偏流角计算模型,并对模型进行了仿真计算。结果表明,敏捷卫星姿态目标计算当中,有必要考虑姿态机动带来的偏流角控制目标变化,以保证姿态控制精度。文章对敏捷卫星的偏流角控制设计、计算和测试验证工作有参考价值。     

关于星载光学遥感相机信噪比指标的讨论

星载光学遥感相机信噪比是仪器的一个非常重要的性能指标,信噪比的大小对测绘高程定位精度有很大影响。文章通过计算机仿真实验定量研究了光学遥感相机信噪比与测绘卫星高程定位精度之间的关系,包括三维地物模型建立与模拟成像、特征点提取与匹配、高程值计算等。实验结果表明在计算机仿真得到的理想图像中,当图像调制传递函数值为0.15时,信噪比应大于35dB才能满足测绘高程定位精度的要求。考虑到遥感相机在轨运行时大气和真实场景的影响,光学遥感相机信噪比应大于40dB。     

“资源三号”卫星多光谱相机技术

＂资源三号＂多光谱相机按照测绘相机的要求开展研制,采用了离轴TMA光学系统、柔性卸载技术、高集成与低噪声电路技术等多项先进技术保证相机成像品质,在轨测试显示,多光谱相机功能、性能满足研制要求,关键项目性能优于指标要求,内方位元素保持高精度稳定,经过几何检校后,定位精度达到国际先进水平。文章论述了多光谱相机的设计、制造、调校、试验等相关技术,可以为后续同类相机的研制提供参考。     

基于降落图像的安全着陆点选择技术研究

深空探测中,着陆器降落过程中自主避障和自主着陆点选择是安全着陆的关键。文章主要研究了基于降落图像的星体表面障碍物识别和着陆点选择技术。首先利用着陆器高度信息和降落相机参数计算每幅降落图像的分辨率;其次对每一幅图像障碍物进行阴影检测;再次,提取障碍信息;最后选出备选的安全着陆点。文章对石头障碍进行了仿真,结果表明：这种方法能够准确、快速地为着陆器提供着陆区的安全信息,并能够为着陆器提供出备选的安全着陆点。     

交会对接微波雷达大范围高精度测角算法

针对现有交会对接微波雷达测角算法不能同时满足远程与近程目标测量精度问题,提出了一种基于相差复矢量匹配的二维测角算法。在定义了目标函数基础上,利用相差复矢量的酉空间内积特性将二维角度估计问题等效为目标函数最大化的非线性优化过程,规避了线性算法近距离误差大的缺点。数值仿真、机载飞行试验和微波暗室试验都表明,该算法对近程、远程目标的测角精度优于0.12°,且易于实现,有较高的工程应用价值。     

感温蜡温控阀对航天器热控系统动态性能的影响

为了提高航天器热控系统的控温适应能力,提出了一种基于感温蜡温控阀的单相流体回路热控方法,利用感温蜡温控阀的全自动流量、温度比例调节特性实现温度控制。通过集总参数法建立感温蜡温控阀、热源载荷和空间辐射器等部件的数学模型,运用数值仿真方法分析该热控系统的温度动态特性。仿真结果表明,感温蜡温控阀的布局方式,以及感温蜡熔程、时间常数和温度延迟等热特性对单相流体回路热控系统温度动态性能有显著的影响,对基于感温蜡温控阀的单相流体回路优化设计提供了理论依据。