基于纹理边界检测的航天器椭圆特征提取方法

为确定失效航天器等非合作目标的相对位姿,提出一种通过纹理边界检测的椭圆特征提取方法。该方法假设椭圆特征是航天器表面两种不同纹理的边界,利用上一时刻相对位姿信息,将对接环离散几何模型投影到像平面,并沿各离散点的法向方向通过概率方法检测纹理边界点。利用随机抽样一致(RANSAC)方法剔除边界点中的粗大误差,进而拟合出椭圆参数。纹理特征对光照变化具有鲁棒性,因此该方法能够在变光照、星体表面反光不均匀等复杂情况下快速准确地提取图像中的椭圆特征。本文以对接环图像特征提取为例进行仿真校验,分析了算法参数和噪声对提取椭圆精度和时间的影响。利用真实图像与基于梯度边缘的椭圆提取方法进行对比,结果表明,所提出的算法具有较高的精度和速度。     

激光跟踪仪在交会对接微波雷达多径试验中的应用

交会对接微波雷达多径试验是在地面模拟两个飞行器在轨交会对接过程中由舱体表面及遮挡对微波信号造成反射干扰的一种试验,其目的是验证激光雷达系统功能及安装位置的合理性。在近20 m远的距离上,对飞行器舱体上的微波雷达天线和微波应答天线进行角度及距离的精确测量。文章通过对试验环境、测量项目分析及不同精测方案比对,采用激光跟踪仪直接测量舱体结构,获得了准确的基准数据,有助于指导微波雷达在飞船轨道舱上的精确安装和提高交会对接微波雷达多径试验的精度。激光跟踪仪首次应用于交会对接微波雷达多径试验,相比经纬仪在航天器基准测量中具有更大的优势。     

航天器连续非光滑姿态控制律设计

为了提高航天器姿态控制系统的鲁棒性和动态特性,应用非光滑控制方法设计了连续的姿态控制律,使闭环姿态控制系统具有齐次性,且齐次度为负,实现了姿态控制系统的有限时间稳定,以保证系统状态的动态特性。分别针对标称系统、参数不确定性和外部扰动等情形进行了仿真验证,仿真结果表明所设计的控制律在保证标称系统有限时间稳定性的同时,针对系统的不确定性和扰动具有鲁棒性。     

航天器运输用包装箱被动保温性能分析

对某航天器及其包装箱整体建模,采用FLUENT软件对模型进行流动与传热耦合计算。采用瞬态求解分别计算了三种工况下包装箱的被动保温性能。通过求解发现,对于两种极端工况,包装箱被动保温4小时后能够保证箱内温度维持在0℃～40℃的要求范围内,说明包装箱的保温性能满足要求,能够在运输过程中对航天器进行有效地保护;对于第三种工况的求解,发现该包装箱在极冷和极热环境下,被动保温所能维持的时间均不会超过12个小时。     

考虑执行器安装偏差时航天器姿态稳定的控制分配

针对存在执行机构安装偏差和外干扰的航天器姿态控制问题,提出一类基于反步法的自适应滑模控制策略,该方法在实现姿态控制快速性和高精度的同时,能有效地避免因执行机构安装偏差引起的不确定性所导致的控制奇异现象。在此基础上,考虑到执行机构冗余特性,进一步提出一种基于能量最优约束二次规划的动态控制分配算法来完成期望指令到执行机构的指令分配,克服了传统伪逆法难以考虑的控制力矩位置和速度约束,减少了系统功耗,实现了分配后控制力矩的平稳性和能量最优。最后,将提出的控制方案应用于某型轮控刚体航天器的姿态稳定任务中,仿真结果验证了提出方法的可行性、有效性。     

基于推力器的组合航天器质量特性辨识方法研究

组合航天器的质量特性辨识对提高其姿态轨道控制的精度和快速性有至关重要的作用。对基于推力器的总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识进行了研究。基于推力作用下的平动方程可得到质心位置和总质量的耦合辨识方程,基于转动方程可得到转动惯量和质心位置的耦合辨识方程,通过对角速度和线加速度进行多次采样,利用最小二乘法求解这2类辨识方程可完成总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识。基于上述辨识原理,提出一种闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,通过设计合适的推力器工作策略,实现总质量、质心位置和惯量矩阵的解耦辨识,并采用一种不依赖于转动惯量的控制算法,使组合航天器的姿态在辨识结束后恢复到稳定状态。仿真表明,采用闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,可保证组合航天器在推力器激励后的姿态稳定性。在仿真采用的动力学干扰、推力器误差和敏感器误差下,总质量、质心位置和惯量矩阵的辨识精度可达到10-3量级。     

航天器空间自主交会故障诊断与容错控制的集成设计

提出了一种航天器圆轨道自主交会故障诊断与容错控制的集成设计方法。在考虑推力器输出约束的情况下,完成了故障诊断与容错控制的集成设计,该集成设计包括鲁棒容错控制器设计和鲁棒故障观测器设计两大部分。为了提高交会过程中的过渡性能,对该控制器完成了鲁棒D稳定性分析。仿真表明该设计具有良好的动态性能和对推力器故障的容错性,并且能够快速准确地诊断出推力器和交会敏感器的故障。     

反推发动机布局对返回舱着陆姿态的影响分析

针对反推发动机由倾斜安装方式更改为垂直安装方式的布局形式变化,进行了初步的理论分析,而后通过编程计算,详细分析了两种布局形式下返回舱着陆速度、着陆姿态的变化情况,计算结果可为发动机的布局设计提供一定参考。     

固定太阳翼展开后外弯基频的工程计算

太阳翼是航天器电源分系统的重要组成部分。以刚性基板的固定太阳翼为研究对 象,针对航天器总体方案设计阶段的特点,基于“动-势能驻值原理”,将固定太阳翼等效 简化为附集中质量的悬臂梁,并由此推导出固定太阳翼外弯模态基频的近似解析解,提出了 展开后固定太阳翼外弯模态基频的工程近似方法,为今后航天器总体设计人员提供了简单、 可靠的分析方法。
     

基于对偶数的相对耦合动力学与控制

针对空间交会对接等目标逼近任务中姿态和轨道运动相耦合的问题,推导给出了基于