对失效卫星特征点的自适应位姿跟踪控制

为满足对失效卫星上某个特征点位置悬停的同时使追踪星上敏感器指向该特征点,展开了对失效卫星特征点与追踪星间相对动力学建模与控制的研究。在追踪星本体坐标系下建立了六自由度相对位姿动力学模型,并结合失效卫星上特征点的运动规律,给出追踪星的期望跟踪位置和期望跟踪姿态。考虑到追踪星质量、转动惯量、系统所受扰动力、扰动力矩及失效卫星转动惯量的不确定性,设计了复合自适应位姿跟踪控制律,并通过Lyapunov法证明了闭环系统稳定性。对输出受限情况,采取设计控制参数调节过程及输出限幅措施。在仿真条件下,系统在自适应控制律下能够以位置误差约1cm、姿态误差约0.01°完成位姿跟踪任务;增大不确定参数偏差后,位置跟踪误差增至约7cm,姿态误差增至约0.1°;对控制参数进行调节后,可在不影响跟踪精度的条件下在指定范围内限制输出幅值,将幅值限制在指定范围内,并减小控制所需冲量的9%和冲量矩的30%。     

基于加权鉴别函数的二进制偏移载波信号跟踪方法

在移除二进制偏移载波（Binary Offset Carrier,BOC）信号跟踪模糊的同时,为了保持BOC信号高的码跟踪精度,提出基于加权鉴别函数（Weighted Discriminator Function,WDF）的BOC信号无模糊跟踪方法。WDF使用非相干超前减滞后功率（Noncoherent Early Minus Late Power,NELP）鉴别器和子载波相位消除（Sub Carrier Phase Cancellation technique,SCPC）鉴别器,生成无误锁点的鉴别函数实现BOC信号跟踪。针对BOC(10,5)信号,仿真结果表明,相比于SCPC、基于伪相关函数的无模糊延迟锁定环（Pseudo correlation function based Unambiguous Delay Lock Loop,PUDLL）方法和对称脉冲模糊移除（Symmetrical Pulse Ambiguity Removing,SPAR）方法,所提WDF方法在码跟踪误差方面分别改善了2.5dB、5.5dB与8.3dB,多径误差分别降为60.4%、32.8%与38.0%。因此,WDF是一种有效的、高性能的BOC信号无模糊跟踪方法。     

考虑失效性故障的火星探测器进入段姿态容错控制

火星进入过程中的故障和外部干扰不可避免地降低了火星进入制导和控制算法的性能。利用反步法设计了一种对转动惯量信息变化不敏感的火星进入姿态容错控制算法。首先,将虚拟控制律的微分量视作干扰量,利用自适应技术对其进行补偿,避免了传统反步法微分爆炸的缺陷。同时,控制设计过程中显式地引入了饱和函数,保证了在存在输入饱和的情况下,控制律仍然能使得探测器姿态保持稳定。最后,以“火星科学实验室”探测器为模型进行了数值仿真验证,结果表明该控制律在存在输入饱和约束、转动惯量不确定性、执行机构部分失效甚至完全失效的工况下,仍然能够完成对姿态的精准跟踪。     

利用幅值信息的超视距雷达多路径概率数据互联算法

天波超视距雷达是通过电离层反射实现超视距广域监视的,其地理坐标系下的量测方程存在强非线性,同时由于电离层的不同分层,造成了多路径传播的严重问题,即同时存在多个量测模型。多路径概率数据互联(MPDA)滤波器将坐标配准与概率数据互联相结合,解决了超视距目标跟踪中的多路径传播问题,但在杂波环境下滤波跟踪精度不高。文中提出了一种基于信号幅值特征信息的MPDA算法(A-MPDA),当跟踪单一的、存在4种可能非线性量测的非机动目标时,仿真结果表明所提出的算法比标准MPDA有更好的跟踪精度。     

基于视线角序列的机动目标视线角速率计算

 依据拦截弹与机动目标间的相对位置关系,采用导引头球面模型,基于当前统计模型,实现了强跟踪状态自适应滤波,计算出了可用于制导的视线角速率。该算法利用导引头球面模型,将测角信息转换成距离信息,进行方差自适应调整和卡尔曼滤波。在只给出视线角序列信息的情况下,根据相对状态滤波结果求出所需的视线角速率。     

高超声速滑翔目标自适应跟踪方法

针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题,提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化,从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程,鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式,基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波信息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子,用于放大Singer模型中的机动频率,进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对2种典型机动轨迹的跟踪仿真,并与交互式多模型等方法进行比较,结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小,能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。     

考虑局部遮挡的太阳能无人机能源控制

针对太阳能无人机在飞行状态下可能出现的太阳能电池局部遮挡情况,开展相应的太阳能电池最大功率点追踪算法和能源控制研究。通过将发光亮度引入相对吸引力计算过程对萤火虫算法进行改进,实现了局部阴影情况下太阳能电池最大功率点的高效追踪。以此为基础,设计了考虑局部遮挡情况下太阳能无人机的太阳能电池/蓄电池混合能源状态机控制规则。以"蒲公英I"无人机为例,建立了太阳能电池阵列模型,开展了考虑局部遮挡情况下太阳能电池最大功率点追踪仿真实验;基于"蒲公英I"飞行剖面,开展了考虑局部遮挡情况的混合能源控制仿真试验。研究结果表明：改进的萤火虫算法可以实现在局部阴影情况下太阳能电池最大功率点的有效跟踪,与萤火虫算法相比收敛时间更短、且功率波动幅度更小;采用改进萤火虫算法和状态机能源管理策略,在考虑局部遮挡的飞行状态下可以实现太阳能电池/蓄电池之间的合理功率分配与控制。     

基于随机粒子追踪方法的环形燃烧室点火动态模拟

为了深入研究低排放燃烧室点火联焰规律,在全新的环形模型燃烧室中开展了点火模拟和试验研究。点火模拟采用随机粒子追踪方法,能够基于时均冷态流场的仿真结果快速模拟火焰传播过程。环形燃烧室包含16个中心分级旋流器,仅向预燃级通入丙烷,用于模拟航空发动机低排放燃烧室点火状态下的空气燃油分级。试验采用PIV技术测量3个头部区域流场,利用高速相机拍摄火焰CH*/C2*基团化学发光信号。对多个流量和当量比条件下的联焰过程、联焰时间和传焰速率进行了分析,试验和模拟的结果均表明：环形燃烧室内火焰双向传播,燃烧室内外环流速度差异导致了双向火焰传播速度差,传焰速率随燃烧室湍流速度和当量比的增加而增加。点火模型很好地捕捉了环形燃烧室点火动态,所得传焰速率也符合湍流火焰传播规律,表明该模型具有较强预测能力。     

Stochastic modelling considering ionospheric scintillation effects on GNSS relative and point positioning

Global Navigation Satellite Systems (GNSS), in particular the Global Positioning System (GPS), have been widely used for high accuracy geodetic positioning. The Least Squares functional models related to the GNSS observables have been more extensively studied than the corresponding stochastic models, given that the development of the latter is significantly more complex. As a result, a simplified stochastic model is often used in GNSS positioning, which assumes that all the GNSS observables are statistically independent and of the same quality, i.e. a similar variance is assigned indiscriminately to all of the measurements. However, the definition of the stochastic model may be approached from a more detailed perspective, considering specific effects affecting each observable individually, as for example the effects of ionospheric scintillation. These effects relate to phase and amplitude fluctuations in the satellites signals that occur due to diffraction on electron density irregularities in the ionosphere and are particularly relevant at equatorial and high latitude regions, especially during periods of high solar activity. As a consequence, degraded measurement quality and poorer positioning accuracy may result.