纳型卫星高光谱遥感系统-基于空间线性可变滤波器的成像光谱仪(SVFIS)

基于空间线性可变滤波器的成像光谱仪SVFIS是为纳型卫星设计的高光谱遥感系统，它的最大优点是结构简单，因而机械稳定性和热稳定性非常高，特别适合在航天环境下使用。本文简要介绍了航天高光谱遥感和成像光谱仪，重点介绍SVFIS的系统结构并阐明它的工作原理。SVFIS的数据具有冗余性和延时性的特点，虽然有它不利的一面，但其影响程度依赖于系统设计。由于SVFIS数据中包含着地势起伏、目标运动和平台姿态变化的信息，为研究这些信息，我们对像面进行了特殊的设计，这是SVFIS的另一显著特点。     

INS/CNS/GNSS组合导航系统信息分析及其滤波器设计

分析了INS/CNS/GNSS组合导航系统信息结构的特殊性 ,指出在此情况下应用联邦滤波器进行状态估计的信息不对等。针对此类情形 ,设计了几种滤波器的结构 ,分析了所设计滤波器的信息构成及信息的分配与融合 ,并尝试提出伪联邦滤波器的概念。本文所讨论的情形及设计的滤波器结构可以推广到一般的同类情形 ,并应用到相似的多传感器信息融合系统中     

深空探测中遥控信号对下行信号的影响分析

论述了上行遥控信号对于下行信号的影响途径,并重点分析了上行遥控信号对锁相环压控振荡器(VCXO)输出的下行载波基准信号的影响。这种影响在一般中低轨航天器中并不突出,但是在一些深空探测任务中,值得引起关注。同时针对这种影响提出了改进方法,并进行了仿真分析。在实践中,通过在VCXO输出端增加带通滤波器,可以使下行信号中的残留遥控信号进一步被抑制约20dB,从而使下行载波达到相关指标要求。     

月面巡视器太阳板对日定向规划算法

针对月面巡视器太阳板对日定向问题,提出了一种规划算法。分析了规划指标与约束条件,约束条件包括太阳入射角约束和太阳板机械转动约束;推导了在车体姿态不变情况下的定向算法,通过将太阳板运动转换为平面上的矢量旋转,实现对日定向;利用巡视器原地转向运动弥补太阳板单自由度转动的不足,将车体运动与太阳板法向矢量轨迹投影至球面,得到车体原地转向时的定向规划算法。仿真结果表明:文章提出的算法能够实现指定约束下的对日定向;对于无法实现理想对日定向的情况,算法也能够获得太阳板的次优规划。     

具有同一性多同名点匹配问题研究

自动报靶评估系统对多弹齐发情况的远程监测与自动评估是亟待解决的问题,基于此背景本文重点研究了具有同一性多同名点的匹配问题。通过分析多种经典图像匹配算法,本文提出了基于双目立体视觉的极线约束匹配算法并进行了详细阐述,同时给出了实验结果。     

基于二阶锥优化的复系数FIR滤波器设计

针对设计具有任意幅相响应的复系数FIR滤波器的工程问题,采用二阶锥优化算法计算出合适的复系数FIR滤波器系数。常规FIR滤波器具有良好的线性相位特性,但在某些场合中FIR滤波器的相位有特殊要求,因此复系数FIR滤波器具有广大应用场景。构建合适的最小l1范数优化准则,将设计任意幅相响应的复系数FIR滤波器问题转化为二阶锥优化形式,最后利用CVX工具箱计算复FIR滤波器系数。该方法简单实用,设计出的FIR滤波器与期望响应非常接近,大量实例设计实验证明该算法有效而可靠。     

主被动复合驱动空间探测柔性伸杆机构的参数匹配简

 基于主被动复合驱动的思想提出一种大伸展/收拢比、高载荷/自重比的新型伸缩式伸杆机构,以满足微纳探测器的实际应用需求,用于支撑各类探测载荷远离航天器本体,避免本体剩磁对空间待测信号的干扰,保证探测数据的准确性。首先,探索描述被动驱动源（弹簧铰链）的力矩驱动特性;然后,分析柔性伸杆的弯曲、扭转、压平和卷曲等力学性能。在此基础上,结合建立的柔性伸杆伸展速度、负载动能、弹簧铰链势能及主动驱动（电动机）力矩等参数的能量流约束方程,进行主、被动驱动和柔性伸杆的参数匹配研究;最后,利用有限元软件仿真和样机平台实验验证了参数匹配的合理性。仿真与实验结果表明,针对主被动复合驱动的空间探测柔性伸杆机构,通过合理的参数匹配,可实现柔性伸杆无褶皱地平稳伸展和收拢,为后续的机构设计和控制方案奠定了基础。     

一种适合于大尺寸航拍图像的特征点提取方法简

 一些航拍图像的尺寸较大,现有的特征点提取算法在对其处理时均要耗费大量的时间,针对这一问题,提出一种快速有效的特征点提取算法。首先构造原始图像的拉普拉斯金字塔,以获得图像的尺度信息,同时保留图像的方向信息;再使用非均匀多方向滤波器组将金字塔图像分解在不同方向上,在分解后的图像中提取局部极值点作为候选特征点集;采用特定的合并策略合并候选特征点最终得到特征点集,并根据方向滤波器组为特征点分配方向向量。试验结果表明,本文算法在基本保证提取到的特征点匹配率及正确率的前提下,有较高的效率。     

Autonomous attitude coordinated control for spacecraft formation with input constraint,model uncertainties,and external disturbances

To synchronize the attitude of a spacecraft formation flying system, three novel autonomous control schemes are proposed to deal with the issue in this paper. The first one is an ideal autonomous attitude coordinated controller, which is applied to address the case with certain models and no disturbance. The second one is a robust adaptive attitude coordinated controller, which aims to tackle the case with external disturbances and model uncertainties. The last one is a filtered robust adaptive attitude coordinated controller, which is used to overcome the case with input con- straint, model uncertainties, and external disturbances. The above three controllers do not need any external tracking signal and only require angular velocity and relative orientation between a spacecraft and its neighbors. Besides, the relative information is represented in the body frame of each spacecraft. The controllers are proved to be able to result in asymptotical stability almost everywhere. Numerical simulation results show that the proposed three approaches are effective for attitude coordination in a spacecraft formation flying system.     

电池安装支架的约束阻尼处理

某产品的电池在地面试验中由于振动响应过大而出现故障.本文采有限元分析的方法对电池支架进行约束阻尼处理的优化设计,并进行试验验证.结果表明,采用约束阻尼技术后,电池的功率谱密度共振峰值放大倍数由未处理前的28倍下降到14倍,电池故障完全排除,验证了约束阻尼减振技术对此类板和薄壳等结构进行减振的有效性.