光纤陀螺温度和标度因数非线性误差建模研究

分析了开环光纤陀螺(O-FOG)的温度和非线性特性,以时间、温度和输入角速率为参量得到O-FOG的温度和标度因数非线性误差的混合模型,并设计了一种能够同时辨识这些参数的实验方法和数据处理方法,通过大量温度速率实验,辨识出O-FOG的温度和非线性混合模型,利用该模型对陀螺进行补偿验证,结果表明,补偿后的O-FOG克服了温度和非线性对其测量精度的影响,使它在全温度和全速率下的测量精度得到了极大提高,证明了该方法的可行性。     

基于kalman滤波的分布式航天器相对状态解算

根据所提出的利用无线电和激光测量两航天器相对状态的测量方案,利用动力学法建立了关于待估参数即两航天器相对位置参数的动态状态方程,建立了测量方程,利用卡尔曼滤波法对相对位置进行解算,分析了克服滤波发散的方法,给出了具体仿真算例,通过对仿真结果的分析发现,提出的模型与解算方法可有效提高航天器间的定位精度。     

航天器转动惯量在线辨识

可靠和有效的高精度姿态控制需要已知卫星变化的质量特性的精确信息,在线辨识航天器的转动惯量显得尤为重要。利用飞轮作为执行机构,分别提出了一种基于递推最小二乘法的航天器转动惯量在线开环辨识和闭环辨识的算法。当飞轮输出合适的控制力矩时,能够快速辨识出处于开环状态的航天器转动惯量,并且保证航天器的姿态变化在可接受的范围内。提出了一种闭环辨识方法,基于变结构控制器,在航天器完成姿态机动任务的同时,能够快速辨识出航天器的转动惯量,辨识精度在2%之内。     

基于CPSO-LSSVM的单轴旋转惯导系统轴向陀螺漂移辨识

在单轴旋转惯导系统中,轴向陀螺漂移是影响系统导航精度的重要因素。为了提高惯导系统的导航精度,采用混沌粒子群算法(chaos particle swarm optimization, CPSO）优化的最小二乘支持向量机（least squares support vector machine, LSSVM）〖JP+1〗对轴向激光陀螺漂移进行辨识。利用初始对准12 h内系统纬度误差和温度变化量作为LSSVM模型的训练数据,利用CPSO对LSSVM进行参数优化,利用优化后的LSSVM模型对轴向陀螺漂移进行辨识,轴向陀螺漂移辨识精度优于0.000 2 （°）/h, 系统定位误差优于1 nm/72 h。试验结果表明,CPSO是选取LSSVM参数的有效方法,该方法能够有效地辨识轴向陀螺漂移,具有很高的辨识精度,具有很高的实际应用价值。     

陀螺仪温度建模研究

介绍了陀螺温度试验系统的结构和特点，用该系统进行了某型陀螺仪的温度速率试验与位置试验。在试验数据的基础上，分别使用线性回归算法和小波网络建立了陀螺仪的静态温度模型。线性回归法算法简单，已用于实际工程中；而小波网络辨识可以任意逼近陀螺仪温度模型的非线性特性，得到更好的辨识精度。     

陀螺振荡误差对方位对准的影响

通过对实验数据的研究发现,光纤陀螺仪测量的角速率中存在一部分低频振荡误差,此种误差会影响惯性导航系统初始对准的稳定性。为了抑制陀螺振荡误差所产生的影响,从频域角度对罗经法对准系统的频率特性进行了研究,分析了不同频率的陀螺振荡性误差对方位对准的影响形式。最终提出了抑制陀螺低频振荡误差的罗经法对准参数设计方案。经过理论分析以及半实物仿真,结果表明,按此种方法设计出的系统能够有效地抑制陀螺振荡性误差对方位对准所产生的影响。     

一种基于DSP+FPGA的陀螺控制方法

针对在陀螺控制过程中陀螺基准信号频率和相位角测量不准确,从而导致陀螺控制过程中定位不准确,产生漂移的难题,研究了一种基于DSP FPGA的陀螺控制方法。利用FPGA进行基准信号频率和相位的测量可得到精确的测量量,而通过DSP和FPGA进行数据交换,在DSP中解算陀螺基准信号的频率和相位角以及进动信号,具有高速、实时及算法可升级等特性。实验表明,该方法能够快速、稳定引导陀螺跟踪目标,并且定位准确,不产生漂移。     

基于优化KF的MEMS陀螺阵列信号融合方法

针对微机电系统(micro electro mechanical system,MEMS)陀螺仪准确度低、噪声大的问题,采用陀螺阵列技术降噪以提高陀螺的使用精度。采用Allan方差法分析陀螺信号误差噪声项,依据分析结果对测量模型进行了简化,利用噪声相关性设计了一种卡尔曼滤波器(Kalman filter,KF)对陀螺阵列进行数据融合,并对最优估计过程进行了改进,降低了数据处理的复杂度和计算量,同时从理论上分析了各参数对阵列性能的影响。为提高滤波器的动态性能,将自回归(autoregressive,AR)模型应用于陀螺真实角速率的建模。采用6个陀螺构成的阵列进行了验证实验。实验结果表明:与单个陀螺相比,陀螺阵列的噪声在静态条件下降低了144.2倍,在恒速率和正弦速率条件下噪声分别降低了18.18倍和5.36倍,证明了此建模方法和融合方法的有效性。     

基于AFSA的加速度计误差参数辨识

提出一种在无高精度测试转台的场合下,精确辨识加速度计误差参数的方法。所提方法以静态多位置加速度模方为观测量,以重力加速度模方误差的标准方差为指标,利用人工鱼群算法对加速度计误差进行辨识。对静态24位置进行仿真分析,在此基础上,对实验室自行研制的光纤捷联惯导系统进行加速度计参数辨识,并进行了24 h静态导航试验。仿真和试验均表明,所提方法是一种有效的加速度计参数辨识方法,具有一定的工程实用价值。     

基于改进因子图模型的航天器组合姿态确定算法

航天器姿态确定是航天器姿轨控制、在轨正常运行的关键, 针对航天器多姿态传感器存在测量噪声非高斯分布、可能出现敏感器失效和故障等问题, 提出了一种基于改进因子图模型的航天器组合姿态确定方法。通过建立因子图模型, 将地磁/星敏/陀螺测量信息作为因子节点加入因子图模型, 利用观测蒸馏法对观测数据集进行提炼以及自适应调整, 实现对航天器的姿态确定。在复杂条件下, 该方法扩展性强, 可以实现即插即用, 合理而充分的利用其他姿态测量信息, 避免了基于卡尔曼滤波算法中的复杂系统重构过程, 从而有利于多传感器融合。实验结果表明, 在进行复杂条件下的地磁/星敏/陀螺组合定姿仿真时, 该算法可行有效; 有传感器切换时, 具有较好的动态稳定性, 实现了即插即用。该方法灵活度高, 为解决复杂条件下的多传感器组合定姿提供了新思路。     

具有单框架控制力矩陀螺航天器的建模及可控性分析

针对具有单框架控制力矩陀螺的航天器姿态控制问题,将航天器与控制力矩陀螺看作整体系统,应用Lagrangian方程与Hamiltonian方程建立系统在重力场中的数学模型。在考虑航天器短时间内大角度机动前提下,将系统在Lagrangian形式下的状态方程简化成仿射非线性形式,以控制力矩陀螺框架角速度为输入变量,回避控制力矩陀螺在奇异情况下对系统的影响。随后应用系统Hamiltonian形式的保体积性与非线性系统可控性定理证明该系统可控,且系统可控性不受单框架控制力矩陀螺群个数、构型、奇异问题的影响。系统在重力场中的数学模型与可控性结论为以后进一步研究航天器姿态控制方法,航天器系统稳定性问题提供了理论依据。     

稀疏轨道信息下的非合作飞行器机动识别方法

在已知信息为稀疏轨道根数情况下, 针对非合作飞行器的机动参数识别问题进行了研究, 提出一种基于轨道反演的机动参数识别方法及相应的求解算法。首先, 建立轨道反演模型及机动参数识别优化模型。然后, 提出一种“全局寻优+局部修正”的双重优化算法。最后, 对提出的机动参数识别方法进行了仿真校验。结果显示, 双重优化方法能够有效求解本文的优化模型, 所提方法在误差允许范围内能够有效识别机动参数。研究为有限信息下的非合作飞行器的机动识别提供了一种思路, 一定程度上保障了空间飞行器的在轨安全。     

挠性航天器大角度机动的振动抑制控制

建立了带变速控制力矩陀螺群的挠性航天器的动力学模型,应用误差四元数来描述姿态运动,将星体大角度姿态机动问题转化为误差四元数的调节问题.针对挠性航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题,提出了基于动态输出反馈控制的振动抑制方法,设计了仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律.基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减.基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性.     

基于网络日志的数据挖掘预处理改进方法

对网络日志数据挖掘预处理技术进行研究,针对Frame页面过滤方法与超时阈值设定进行分析,提出了应用ID3算法改进Frame页面过滤过程中丢失SubFrame页面信息且需要进行站点提升步骤。在超时阈值的设定方面采用动态修正方法,提高预处理技术对长时间会话的识别能力的改进方法。通过实验验证,该方法有效地减少了预处理过程中的信息丢失,同时提高了挖掘结果的精度。     

面向编队卫星的空间系绳在轨服务

针对编队卫星的在轨服务任务, 提出一种基于绳系卫星系统的服务方案。该系统由质量较小的服务航天器和质量较大的燃料站通过系绳连接构成, 以被服务编队卫星参考中心为原点建立坐标系与相对动力学模型。基于伪谱法研究了综合考虑系绳的状态与控制约束的绳系多星服务最优控制策略。以空间圆构型的编队卫星为例, 分别分析了绳系卫星系统和单卫星平台服务3/4/5颗编队卫星的推进剂消耗, 并讨论了绳系系统的优势与不足。仿真结果表明, 绳系服务比单卫星平台的方式节省推进剂, 而且服务目标数越多时优势越明显。     

基于阶跃响应的带纯滞后闭环辨识新方法

先进控制成功应用的关键是精确模型的建立,传统的辨识方法受测试条件和稳定生产要求的制约,难以在工业现场得到满意的应用。根据大量工业现场的需求提出了一种新型的针对带有纯滞后环节的连续系统,基于阶跃响应测试的闭环辨识方法。该方法采用带控制器的迭代辅助变量最小二乘法,解决了纯滞后时间估计和闭环系统可辨识性的问题。采用Monte Carlo实验验证了该算法的无偏性和有效性,通过仿真研究和实际应用表明该方法具有较高的精度和较强的鲁棒性,并能够适用于非自衡对象。

Abstract：

The key factor for the successful application of advanced process control （APC） is the accuracy of the model. But the conventional identification methods was restricted by the requirement of simple testing and steady production,so they were used to provide unsatisfactory results in actual industrial plant. To solve that problem,a novel closed-loop identification algorithm was proposed to continue system with time delay based on the test of step response. Iterative Instrumental Variable Least Squares method with controller was used in the algorithm to solve the difficulty of identification of delay time and identifiability of close loop systems. Unbiasedness and validity were validated by Monte Carlo testing. It is illustrated that the algorithm is very accurate and robust by simulation and application. And integrating process is also applicable.     

载人飞船月地返回轨道优化设计与特性分析

针对载人飞船月地返回飞行任务,提出一种基于双重优化算法的两层串行求解策略。轨道初步设计阶段,在改进的双二体模型下采用差分进化算法与序列二次规划算法相互补的双重优化算法进行轨道初值的求解。高精度修正阶段,在高精度模型下利用序列二次规划算法修正了初步设计的结果。仿真算例的结果验证了该策略的有效性和可行性,并显示出求解精度高、收敛性好的特点。最后,利用该方法进行了大量的仿真计算,对月地返回轨道可达域、速度增量等轨道特性展开了分析。     

航天器三维空间追逃问题研究

针对固定时间下的两航天器三维空间追逃问题,采用协同进化算法将复杂的双边最优规划问题简化成对追逃过程中纳什均衡点的搜索,进而得出追逃双方的最优对抗策略及解算方法。考虑在保证算法计算精度的前提下缩短计算时间,将对策模型进行简化处理,以航天器推力指向角为控制量对协同进化算法进行编码设计,利用B样条基函数对编码进行逼近拟合。两航天器均为连续小推力作用,以二者的末端相对距离作为支付函数,逃逸器希望支付最大,追踪器希望支付最小,并依此建立共享适应度函数。所提方法中对协同算子进行改进设计,提高算法空间搜索能力,并采用精英保留策略提高算法的收敛速度。仿真算例得到追逃双方的最优控制策略及相应的追逃轨迹,表明所提方法的能够解决此类航天器追逃问题。     

航天器三自由度模拟器自动配平

基于气浮球轴承的航天器模拟器广泛用于研究航天器的姿态动力学与控制,为了在地面模拟太空中的失重环境,必须将重力力矩的干扰减到最小。因此,模拟器的旋转中心要与气浮球轴承的中心重合。提出一种自动配平系统的设计方法,将姿态稳定控制作为系统的内回路,自动配平作为系统的外回路。通过姿态稳定控制,用反作用飞轮反馈的力矩信息,实时计算出模拟器质心位置。通过控制3个正交的配平系统,补偿质心位置偏差。根据实验测得的回路参数,优化设计配平系统控制律。将跟踪微分器应用于力矩信息处理,有效减少电机反复运动,提高配平效率。提出的配平方法成功用于航天器三自由度模拟器的实验中。