用计算机辅助的根轨迹法综合数控机床的闭环伺服系统

本文讨论闭环伺服系统的综合问题,提出了用有限个斜坡元素逼近的方立被控对象的算子数学模型,讨论了数控机床伺服的品质指标,以及如何借助于计法建算机确定根轨迹。     

卫星编队飞行相对轨道的摄动研究综述

卫星在编队飞行过程中总受到各种摄动力的作用，由于轨道摄动直接影响卫星的寿命，研究卫星编队飞行相对轨道的摄动问题具有重要的意义。本文综述了国内外有关编队飞行卫星相对轨道摄动问题的研究方法以及进展，最后针对目前相对轨道摄动的研究现状，指出了进一步的研究方向。     

一种基于磁强计的卫星自主导航方法研究

以地磁场强度矢量的模为观测量,将Unscented卡尔曼滤波(UKF)用于近地卫星的磁测自主导航。给出了包括采样点生成、时间更新和量测更新的滤波模型,以及卫星瞬时轨道根数的计算公式。仿真结果表明,UKF滤波方法优于扩展卡尔曼滤波(EKF),精度更高。     

GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。     

利用TLE数据分析LEO卫星轨道异常的新方法——————综合判据法

及时准确地发现在轨卫星的轨道异常意义重大. 通过有效的异常算法, 能够找出发生轨道异常的碎片或航天器, 为空间碎片碰撞预警系统分析和验证碰撞事件提供数据支持. 通过对利用TLE (Two Line Elements)数据分析LEO在轨卫星轨道异常的方法研究, 提出了一个利用单个卫星相邻根数时间差控制加综合判据的判别方法. 分析表明, 相对于取单一因素阈值的判别方法, 综合判据法能够最大限度地减少漏判, 并且保持相对较高的判断准确率.      

受摄椭圆轨道线性相对动力学方程及其运动有界性条件

由于卫星在轨运行要受到各种摄动(特别是J2项摄动)的影响,经典的TH方程并不适合描述椭圆轨道卫星编队的长期运行。基于轨道平根数,推导了考虑J2项一阶摄动的相对轨道动力学方程,给出其近似解,研究了相对运动的有界性条件,最后通过仿真试验验证了该方程。     

CJ818自动驾驶仪系统及控制律设计

以大型民用客机CJ818为原型机,首先介绍了自动驾驶仪从简单的稳定系统发展为飞行自动化系统的过程,并介绍自动驾驶仪在整个系统中的位置及信号传输路径。在此基础上还介绍了自动驾驶仪的工作原理,然后通过分析所需的输入输出数据确定与之相关的传感器及作动筒位置。控制律是实现自动驾驶仪功能的核心,采用技术成熟的经典控制理论设计自动驾驶仪的控制律,包括俯仰姿态控制、高度保持及马赫保持等控制律,并以俯仰通道为例进行了MATLAB/Simulink仿真,采用根轨迹法改变系统的增益,从而获得较好的控制效果。     

大气阻力参数修正对低轨空间目标轨道预报精度的改进

对于低轨空间目标, 大气阻力是影响轨道预报精度的主要摄动力. 本文提出了一种 基于空间环境数据和神经网络模型的空间目标大气阻力参数修正方法, 基于目 标的历史两行元根数, 通过模拟得到外推一天轨道预报中预报结果与观测数据 符合最好的阻力调制系数, 分析表明其与太阳F_10.7指数和地磁Ap指数具有很好的相关性. 根据已有数据, 构建神经网络模型, 实现对阻力调制系数 的补偿计算, 从而改进低轨目标外推一天的轨道预报. 结果表明, 神经网络模 型相比两行元根数能够更及时地对空间环境变化进行响应. 将该方案应用于天 宫一号和国际空间站的外推一天轨道预报, 验证了方案的正确性和普适性, 对 地磁扰动引起的较大预报误差改进效果更好, 误差能够降低50%~60%; 平均而言, 预报精度可以提高约30%, 改进成功率达到80%左右.      

基于改进ELECTRE法的舰船气流场方案评估方法

从气流场对舰载机作业的影响出发,构建了气流场评估指标体系。针对层次分析法一致性检验的缺陷,结合群决策特征根法（GEM）和决策熵理论,提出了结果可靠性可量化的气流场评估的赋权方法。结合模糊集理论知识,将经典ELECTRE法拓展到模糊环境下;排序计算中涉及到的指标评价值以三角模糊数的形式给出;使用改进ELECTRE法进行气流场方案的排序,模糊数计算保证了对大量模糊数据的完整处理。通过对3种不同气流场方案进行评估应用实例结果表明,所提出的舰船总体方案群决策方法具有较好的可行性,为舰船气流场方案评价提供了一种新的方法。      

一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法研究

在用运动学方法进行小卫星绕飞编队的相对运动分析和轨道设计时，一般假设环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差、轨道倾角差和纬度幅角差均为小量，从而对相对运动方程进行近似和简化．但是当参考卫星的轨道倾角等于零或较小时，环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差和纬度幅角差并不是小量，此时由于假设条件不成立而无法得到合理的轨道设计结果．针对这种情况，本文提出了一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法．首先对零轨道倾角卫星编队的卫星相对运动方程进行近似简化，得到了以轨道根数差为参数的相对运动方程和卫星编队设计方法，然后通过转移矩阵变换来进行任意轨道倾角的卫星绕飞编队设计，最后通过实例验证了方法的正确性．