三轴式无人旋翼飞行器及自适应飞行控制系统设计

设计了一种操控简便的三轴式无人旋翼飞行器,由三组共轴双旋翼组成,各旋翼由直流电机直接驱动,只需调节各电机转速就能控制旋翼飞行器运动姿态和轨迹。为使三轴式无人旋翼飞行器飞行控制系统设计得到有效验证,研究了旋翼飞行器的飞行动力学非线性建模,运用叶素动量理论建立了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法,分析了旋翼入流分布对共轴双旋翼气动载荷模型的影响,通过试验验证了共轴双旋翼气动载荷计算模型的正确性。由于旋翼飞行器飞行动力学模型的非线性及未建模动力学的影响,难于建立非常精确的数学模型,给飞行控制系统设计带来了挑战。本文根据旋翼飞行器飞行动力学非线性模型推导出了旋转动力学模型逆和平移动力学模型逆控制器,利用神经网络在线自适应修正模型逆误差,采用线性PD或PI控制器调节指令跟踪误差,应用由向心回转和垂直上升组合的机动科目进行了仿真验证,给出了具有外界阵风干扰模拟的仿真结果,表明所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现精确的轨迹跟踪控制。     

低地球轨道航天器的轨道碎片环境

文章介绍了一种适用于低地球轨道航天器的轨道碎片环境模型。对建立这个模型的数据源及设计标准进行了详细的叙述。并评价这个数据模型对未来空间环境的预测和测量中的不确定性。     

月球探测器轨道设计与地面观测弧

本文研究月球探测器轨道设计方法及与地面观测弧的关系。主要研究地月直接转移轨道和定相环形转移轨道。通过建立Ｂ平面用迭代方法得到满足要求的月球卫星轨道，并认为定相环形转移轨道的测控优于直接转移轨道。     

基于递推二次规划算法的燃料最优有限推力远地点变轨

从工程实用的角度分析了静止通信卫星远地点变轨优化问题，定义了目标函数、约束条件及其相应的优化参数，根据问题特点，应用递推二次规划算法（RQP）进行变轨参数寻优，并用计算实例说明了此算法的有效性。     

基于计算机的低地球轨道航天器设计与观测的轨道碎片环境模型

文章介绍了一个半经验的基于计算机的轨道碎片模型。该模型将轨道环境简化为6个不同的倾角带,每个倾角带都有各自的半长轴和近地点分布及根据不同的碎片来源有其各自的尺寸分布。用碰撞概率方程将轨道碎片分布与航天器上的碎片通量或通过地面探测器视角的通量联系起来。经比较,碎片的半长轴、近地点和倾角分布与美国空间司令部大于10cm的碎片目录是一致的。对于较小的碎片,这些分布与地面望远镜、“干草堆”雷达的测量结果一致,同时也与LDEF卫星和航天飞机的测量结果一致。     

轨道维持与机动的最优控制

从航天器的轨道运动学方程出发 ,运用线性离散系统最优控制理论 ,提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法 ,建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明 ,本文提出的最优控制方法是正确和可行的     

单航天器无需机动对星座多星交会轨道全解

文献[1,2]已研究了单航天器无需变轨对Walker星座多星交会的轨道设计,在此基础上,依据交会点必是轨道交点的轨道特性,提出了轨道全解的解析法,可给出该轨道所能够交会卫星的最大数目,研究结果可为单航天器无需大机动变轨对星座多星接近的轨道应用提供理论参考。     

基于日地月方位信息的近地轨道卫星自主导航

研究了用日地月方位信息进行卫星自主导航的方法。给出一种最小二乘导航算法。用 Gorddard空间飞行中心发布的我国实践 5号卫星的轨道数据 ,在对地定向三轴稳定的姿态运行模式下 ,模拟出了日、地、月在卫星本体坐标系中的方位测量数据。数字仿真实验结果表明 ,在地球敏感器噪声 0 .10°( 3σ) ,日、月敏感器噪声 0 .0 3°( 3σ)情况下 ,一天之内的导航径向误差在 - 30 0 m～ 2 0 0 m波动 ,相对地心的方位误差不超过 0 .0 4 1°     

用卡尔曼滤波器估计目标机动加速度

为了使基于线性二次型高斯理论的LQG最优制导规律得到工程应用，设计了一种寻的回路中的卡尔曼滤波器，利用仿真技术，用这种滤波器对目标机动加速度进行了估计，仿真结果表明，这种滤波器可以准确估计目标机动加速度。     

打击复杂地形目标的导弹再入机动弹道设计

建立了再入机动弹道数学模型，给出了气动力系数为速度、迎角、高度的函数拟合式，进行了最佳再入机动弹道设计和仿真计算。结果表明，数学模型正确，计算方法可行，利用再入机动弹道技术可有效地打击复杂地形目标、提高导弹的作战效能和突防能力。