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     

RLV再入姿态双环滑模控制及舵喷混合配置

应用滑模控制设计了一种可重复使用运载器（RLV）再入姿态控制器,该控制器应用双环的滑模控制方案,可以获得对角速度及角度的同时跟踪,并具有较好的鲁棒性和解耦性能。针对RLV再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,运用优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器来执行。再入姿态仿真验证了该方法的精度、鲁棒性以及解耦的跟踪性能及有效性。     

一类非线性系统的混沌控制

 描述航天器、陀螺和气浮台等刚体姿态运动的欧拉动力学方程,是一个具有广泛代表意义的三阶非线性方程。当该方程中的参数取不同值时,可得到著名的Lorenz系统、Rssler系统、Newton-Leipnik系统、Chen系统及Lü系统。在不同的外力矩作用下,该动力学系统会呈现出相当复杂的动力学行为。从该系统中,发现了一大类新的混沌吸引子。本文分析了这一类混沌吸引子具有的共同特征,并采用基于输出反馈的PI型控制器将一种新的混沌运动稳定于指定平衡点。仿真结果表明,该控制器能够有效地抑制混沌,能将系统稳定于任意指定的不稳定平衡点。     

基于星敏感器的姿态确定算法研究

为实现惯性/天文组合导航,提高导航精度,本文研究了基于星敏感器的天文导航姿态确定原理,在理论上推导了用于载体姿态解算的TRIAD算法、最小二乘算法、Eular-q算法和QUEST算法,并通过仿真和实验对以上四种算法进行了比较。仿真和实验结果表明,QUEST算法在四种算法中具有解算精度高而运算速度快的优点。由仿真和实验可知,绕星敏感器光轴方向的姿态解算误差大,这可为惯性/天文组合导航系统的方案设计提供指导。     

单片微机在控制模型姿态角中的应用

用廉价单片微机８０９８装置（包括单片机外围芯片、辅助电路、角度显示器、控制程序等），控制多台大功率步进电机，实现模型姿态角的控制，并对如何利用软件来提高步进电机的运行频率，模型姿态角β、α和下转盘进行跟踪显示等有关技术进行了探讨。     

编织复合材料弹体和靶板偏航撞击响应分析

为研究复合材料机匣在复合材料弹体撞击过程中弹体的破坏模式与机匣吸能特性,在ANSYS/LS-DYNA软件中基于连续损伤力学模型开展了一系列的复合材料弹体偏航撞击仿真。仿真结果表明:对于偏航撞击,随着偏航角度的增加,弹体剩余动能逐渐减小,靶板吸收的能量逐渐增大,主要是因为偏航角度越大,弹体与靶板接触面积逐渐增大。同时通过仿真得到钛合金弹体冲击复合材料靶板的计算结果,发现钛合金弹体临界穿透速度比复合材料弹体小,更易击穿靶板,因此复合材料叶片的使用不仅可以减轻叶片的质量,也有助于改善机匣包容性。     

动平衡对小卫星姿态的影响及配重优化

针对小卫星动平衡问题;从小卫星姿态精度角度分析卫星动平衡的必要性,并提出配重优化方法、首先进行理论和仿真分析,表明质心偏移降低星体姿态精度、增加姿控能源和工质消耗、并导致姿态确定和控制器设计参数产生偏差;从而导致卫星姿态产生系统误差;因而动平衡是提高卫星服役质量和服役寿命的必要步骤。然后提出配重优化的动态规划法和单纯形法优化模型,并给出程序设计以及计算实例。     

应用先验数据的高分三号卫星快速定位方法

针对高分三号(GF-3)卫星多种姿态下快速定位的需求,提出一种应用先验数据的卫星快速定位方法。该方法以GF-3卫星的定位数据和姿态数据为辅助信息,计算导航卫星的仰角,实时判断导航卫星对GF-3卫星导航接收机的可见性,从而减少捕获时间,实现快速定位。GF-3卫星的在轨验证结果表明:应用先验数据的卫星快速定位方法,定位时间为115s,短于其他低轨卫星的855s,从而验证了方法的正确性。文章提出的方法可应用于其他低轨遥感卫星。     

航天器两自由度扫描镜图像运动补偿技术研究

研究航天器的两自由度扫描镜图像运动补偿问题。在姿态估计信息的基础上,给出了一种运动补偿算法。算法中不仅补偿了姿态估计信息,还同时考虑了姿态信息中的长周期系统误差。利用扫描镜在特定工作模式下相对惯性空间的准确定向能力和系统误差的长周期特性,给出了一种系统误差的估计和补偿算法,每隔一定的时间段对系统误差估计值进行更新并加以补偿,进一步提高了扫描精度。基于一颗地球静止轨道卫星的数值仿真结果验证了补偿算法的有效性。