大椭圆轨道卫星交会高轨目标的高精度视线跟踪控制

针对大椭圆轨道卫星交会高轨卫星期间的相对姿态指向控制需求,提出了一种采用混合执行机构的快速、高精度视线跟踪姿态控制的方法.首先根据相对姿态控制流程设计了执行机构的配置,结合采用喷气推力器和角动量交换装置卫星的姿态动力学模型,推导了用相对四元数描述的视线运动学方程.其次,针对交会快速接近段的姿态快速机动要求设计了一种喷气相平面控制律,针对最近交会段的高精度高稳定度视线跟踪要求设计了一种鲁棒滑模控制律.最后设置了一个算例,仿真结果表明:相对距离100 km以内快速交会阶段的视线跟踪控制精度达0.005 3°,从而验证了整套控制算法的有效性.     

空间飞行器视线坐标系悬停最优控制

研究了指定相对位置的共轨道面悬停控制问题.由于空间悬停任务具有时间持续性特点,不可忽略控制模型中存在的地球引力场非线性影响.因此.从精确非线性视线相对运动方程出发,提出了基于θ-D非线性次优算法的悬停闭环控制方法.数值仿真验证了该方法的有效性,消除了初始位置、速度和角度误差,并适用于圆轨道和椭圆轨道上的悬停控制任务.     

星载观测平台的视线测量误差分配

面向光学卫星观测平台的视线测量精度需求,研究了一种基于区间分析理论的误差分配方法.基于先进的卫星、转台、相机结构,建立了惯性系下空间相机与目标间的视线矢量测量模型及测量误差模型.根据区间分析理论,给出了误差灵敏度的评价方法.根据星载观测平台的工作空间,得到了各项误差源在三个轴向上的全域最大灵敏度.以全域最大灵敏度为权重系数,建立了星载观测平台视线测量的误差分配模型,通过遗传算法将13项误差源的可行区间松弛致最大.Monte Carlo仿真验证了该误差分配方法的有效性,该方法也同样适用于机载、车载等观测平台的误差分配研究.     

空基多雷达航迹抗差关联算法

基于高斯随机矢量统计特性,推导出一种适用于探测距离较远、系统误差时变、雷达上报目标不一致等复杂环境的空基多雷达航迹抗差关联算法。分解航迹距离矢量,对消系统误差矢量得出适用于3个及3个以上雷达的航迹抗差关联条件和流程。分别设置了目标密集程度、随机误差和系统误差适应性实验验证算法性能。仿真结果表明所提算法的关联准确性和复杂环境适应性相比现有的基于参照拓扑特征的航迹关联算法（RET算法）和基于距离检测的可信关联算法（confidential算法）有较大幅度的提升。     

预定时间多导弹三维协同制导律

针对多枚导弹在三维空间中协同打击机动目标问题,提出了一种具有攻击时间约束和视线角约束的预定时间协同制导律。提出的预定时间协同制导律由两部分组成。首先,设计了新的预定时间多智能体一致性协议,在此基础上设计了视线方向的预定时间协同制导律,保证各导弹同时命中目标。此外,设计了新的预定时间非奇异快速终端滑模面,在此基础上设计了视线法向的预定时间协同制导律,使得各导弹可以在预定时间内收敛到期望的视线角。最后,通过对以上协同制导律进行三维数值仿真,验证了设计的预定时间协同制导律的有效性。     

考虑火箭弹弹性变形的视线角速率提取算法

为了解决火箭弹因弹性变形导致捷联导引头视线（LOS）角速率提取精度降低的问题,建立了瞬态坐标系下的火箭弹刚-柔耦合动力学模型与弹性变形在线辨识模型,提出了考虑弹性变形的视线角速率提取方法;针对模型近似误差及观测噪声非高斯导致传统非线性滤波算法估计精度不足的问题,提出了一种6阶嵌套隐式龙格库塔（NIRK）精细积分的连续-离散扩展集员滤波算法（CD-ESMF）,实现了考虑火箭弹弹性变形情况下的视线角速率高精度提取。     

螺纹量规中径影像测量方法及误差分析

在万能工具显微镜上用影像法测量普通螺纹量规中径的方法,符合GB/T14791-1993<螺纹术语>中径定义.误差分析和测量实践表明,螺距偏差、牙型半角偏差对中径测量没有影响、测量结果与三针测量值的可比性较好,并可在微机型万工显上直接显示测量数据和打印检测结果.     

大地测量误差对导弹精度的影响与修正

将导弹发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与实际坐标系之间的平移和旋转,建立了这两种坐标系之间的变换关系,通过各坐标系内的制导方程,用小偏差法求出了落点偏差与发射点的坐标偏差,高程偏差,方位角偏差及垂线偏差之间的解析关系式,并按该计算模型,对典型远程导弹进行了计算。结果表明,该修正公式计算精度高,能用于导弹射前修正。     

着陆小行星的滑模变结构控制

针对由于目标小行星的各种物理参数和运动信息不能精确获取而导致着陆小行星的动力学方程中存在不确定项这一问题，设计了一种基于滑模变结构的软着陆小行星的制导控制方案。在考虑安全软着陆约束条件下规划了标称着陆轨迹；通过滑模变结构控制方法设计制导控制律，实现对理想标称轨迹的鲁棒跟踪，从而保证成功着陆小行星；最后通过计算机仿真验证了方案的可行性。     

基于太阳观测的深空巡航段自主导航方法研究

针对基于小行星观测的自主光学导航在深空巡航段应用中存在的问题,提出了两种基 于太阳观测的自主导航方法。以太阳视线矢量为基本观测量,分别利用分光计和星载导航相 机测量探测器相对于太阳的径向速度和导航天体相对于探测器的视线矢量,进而构建了基于 太阳信息和视线信息的两种观测方案。对两种观测方案的原理和观测方程进行了详细分析和 推导,并采用扩展卡尔曼滤波算法实时估计探测器轨道。最后,以深度撞击任务的实际飞行 数据对本文提出的两种自主导航方法进行仿真验证。结果表明,两种自主导航方法的轨道估 计精度满足深空巡航段的要求。