SINS/DVL水下组合导航系统的误差分析与改进技术

探讨了一种适用于SINS/DVL组合导航系统的滤波原理,通过分别建立捷联惯导系统误差模型和多普勒误差模型,利用间接卡尔曼滤波原理和反馈校正法,对系统进行仿真与分析,由惯性器件的误差方差通过导航系统的误差模型得出导航参数的误差方差,结果表明,该组合导航系统的定位精度要远远高于单纯捷联惯导系统。同时,针对SINS/DVL组合导航系统工作特点及特定情况下AUV的定位精度要求,提出了一种GPS辅助SINS/DVL组合导航系统导航定位的方案。     

微小卫星三机异构一体化计算机设计

当前微小卫星的星载计算机与运载计算机多分别采用不同结构的计算机系统设计,导致资源浪费和运载计算机的可靠性较弱。文章提出了一种微小卫星一体化计算机的设计,即采用三机异构备份的设计方案。在发射运载阶段,以数字信号处理器（DSP）为核心的运载计算机作为主机,以高性能FPGA为核心的时变计算机作为备机;在在轨运行阶段,以ERC32处理器为核心的卫星平台计算机作为主机,时变计算机经重构后作为备机。此设计不仅提高了运载计算机的可靠性,而且对卫星平台电子系统在能源、热控、遥测遥控、有效载荷、姿态轨道控制等方面的综合管理能力也有全面提升,并且还具有灵活的扩展性和较强的适应性。     

带多约束条件的次最优中制导律设计

针对使用捷联式导引头的制导弹药,设计了次最优中制导律,以满足卫星制导与激光制导两种模式的交接要求。由于涉及到时变系统的解析求解,一般情况下,带多约束条件最优制导律的设计非常困难。利用以下的方法来解决这一问题：首先根据最优控制理论确定次最优中制导律的结构框架,然后根据该框架反向推导出变参数的合理常数替代值。利用设计的次最优中制导律,在交接段,导引头量测视线偏差角远小于视场角,并考虑了控制能量和落地时脱靶量等方面的约束要求,具有非常简单的形式,仅较比例导引律多出一项,减少了制导指令计算对弹载计算资源的占用。     

Inverse free steering law for small satellite attitude control and power tracking with VSCMGs

Recent developments in integrated power and attitude control systems (IPACSs) for small satellite, has opened a new dimension to more complex and demanding space missions. This paper presents a new inverse free steering approach for integrated power and attitude control systems using variable-speed single gimbal control moment gyroscope. The proposed inverse free steering law computes the VSCMG steering commands (gimbal rates and wheel accelerations) such that error signal (difference in command and output) in feedback loop is driven to zero. H_∞ norm optimization approach is employed to synthesize the static matrix elements of steering law for a static state of VSCMG. Later these matrix elements are suitably made dynamic in order for the adaptation. In order to improve the performance of proposed steering law while passing through a singular state of CMG cluster (no torque output), the matrix element of steering law is suitably modified. Therefore, this steering law is capable of escaping internal singularities and using the full momentum capacity of CMG cluster. Finally, two numerical examples for a satellite in a low earth orbit are simulated to test the proposed steering law.     

飞行/推进系统分散控制优化设计及鲁棒性分析

以一种短距起降战斗机的飞行/推进综合控制系统设计为背景,对分散控制如何保持集中控制的性能和鲁棒性的问题提出利用优化的思想设计分散控制器.首先采用遗传算法设计集中控制器,作为分散控制的性能参考,然后给出具有接口变量的分散控制器设计方法,通过分析得出影响分散控制性能的关键因素,并通过数学推导得到以频率加权矩阵为设计参数的分散控制性能表达式,将分散控制器设计转化为优化问题,采用遗传算法求解得到分散控制器.分散控制器设计中同时用到了一种改进的平衡降阶方法.通过仿真和结构奇异值分析验证了这种优化设计方法可使分散控制达到集中式控制的性能和鲁棒性.      

打造“航空”品牌,走产学研相结合的融合式发展之路

校企合作是工学结合人才培养模式运行的基础,也是职业教育发展的必由之路,是企业获取新的发展和参与社会竞争的必然选择。长沙航空职业技术学院(以下简称学院)经过多年的探索和多方调研,明确了在办学中应始终坚持以服务为宗旨,以就业为导向,走产学研相结合的融合式发展道路。积极推进与航空修理系统的融合、与航空修理企业的对接,建立健全融合式发展机制,通过融合式发展大力推进专业结构优化和专业布局调整、人才培养模式改革、以专业建设为重点的教学建设、以"双师素质"培养为核心的师资队伍建设、教学现场管理星级评价体系建设和民航CCAR-147部的申报评审。     

基于SINS/CNS组合导航系统的多模型自适应估计算法

针对单一模型滤波器在未知或不确定的系统参数下适应性较差的问题,提出了一种新的基于多模型自适应估计(multiple model adaptive estimation,MMAE)的滤波方法。该方法利用改进的卡尔曼滤波代替传统的卡尔曼滤波,比如扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)和无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)。EKF和UKF被用来作为多模型自适应估计的子滤波器,从而实现对非线性系统的状态估计。同时,还将该方法应用于基于弹道导弹模型的组合导航中实现了系统仿真。仿真结果表明,与传统的EKF和UKF算法比较,改进的滤波方法可以解决传统模型滤波器适应性差的问题,并提高系统的导航精度。     

红外地球敏感器辐射强度在轨数据分析

为了给在轨卫星红外地球敏感器性能评估提供更多参考依据,通过对某颗长期在轨正常运行卫星所配置的红外地球敏感器辐射强度数据进行统计分析,给出辐射强度短期、中期和长期的变化规律,并分析造成这种变化的内在机理.分析结果表明,辐射强度短期与星下点纬度相关且呈周期变化;中期与季节相关且呈周期变化;长期主要与红外地球敏感器自身特性相关呈逐渐衰减趋势.该结果可以作为在轨红外辐射强度判读的依据.     

月球探测器天文测角/单程无线电时间差分测距/差分测速导航方法

月球探测器高精度导航技术是确保月球探测任务顺利实施的关键技术之一。当前,大多数月球探测器都是利用地面无线电进行导航和控制,但存在可测控弧段短、易受干扰等局限性,且对于月球背面探测,存在无法直接测控的不足。针对上述问题,提出了一种新的基于天文测角/单程无线电差分测距/差分测速的月球探测器组合导航方法。该方法使用了天文星光角距、探测器接收到的来自地面站或中继星的单程无线电时间差分测距和时间差分多普勒测速3种量测信息,可有效抑制星上时钟和频谱仪的时间和频率测量误差。收敛后的平均位置和速度估计误差分别为902.7 m和0.12 m/s,最大的位置和速度估计误差分别为1 548.2 m和0.24 m/s。仿真分析结果表明该方法具有较高自主导航精度。     

面向飞/发一体化设计的高温尾喷口流场分析

结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。