基于立体视觉的月面地形重构

为了使月球探测器在月球表面安全的软着陆,需要对着陆区域的地形进行三维重构。提出了一种长基线的立体视觉的重构方法。在重构方法中,采用尺度不变特征变换方法,解决了存在旋转和缩放的图像的匹配问题;通过鲁棒最小二乘法估计相对旋转和位移;通过极坐标投影的方法对图像进行校正;使用归一化互相关算法完成立体图像对的匹配;结合Locus方法对地形进行三维重构。仿真的结果表明该方法可以有效的应用于月面地形的重构。     

一种基于星体特征值的全天星图识别法

为了解决全天三角形星图识别法运行时间较长的问题,提高星敏感器测量飞行器姿态的实时性,提出了一种基于星体特征值的全天星图识别法。该算法根据星敏感器捕获星体的原理,分析了星体附近区域的特征信息,采用星体特征值作为星体的匹配因素,并建立了基于星体特征值的全天星图识别法模型。仿真过程选择标准天文星表来提供星体数据,并从中抽取13332颗星体构成候选星表,来对算法进行仿真。仿真结果显示:与传统的全天三角形星图识别法相比,该算法具有更短的运行时间和更高的星图识别率。     

高精度陀螺稳定跟踪系统神经网络预测控制

针对高精度陀螺稳定跟踪系统，提出了一种基于小波基函数神经网络的非线性系统的一步超前预测控制算法。该方法利用小波网络学习非线性系统，利用小波神经网络模型作为系统的预测模型，控制信号直接通过极小化期望输出值与预测输出值之间的偏差来获得。通过对陀螺稳定跟踪控制系统的仿真，表明该算法具有优良的控制品质。     

非线性预测滤波器在机动目标跟踪中的应用

提出了一种直接根据新息的机动目标跟踪非线性预测跟踪滤波算法。该算法不需要假定目标的机动加速度模型 ,而是将目标的机动加速度作为滤波结果的一部分直接估计出来。对不同机动目标的仿真结果表明 ,所提出的预测滤波算法具有优良的估计性能     

自主视觉导航方法综述

深入研究视觉导航方法,对自主视觉导航方法进行了综述。阐述了视觉导航方法的分类方式,并按照视觉导航系统对地图的依赖性进行分类（即基于地图的视觉导航、地图生成型视觉导航和无地图型视觉导航）,对视觉导航的发展进行综述;给出了视觉组合导航系统的发展现状。对近年视觉导航领域文献的分析表明,视觉导航的研究热点在向智能化和多传感器融合方向延伸。     

闭环光纤陀螺标度因数的温度稳定性研究

基于闭环光纤陀螺仪进行了标度因数的温度稳定性研究.建立了标度因数公式,分析了温度影响标度因数稳定性的主要原因,给出了相应参数的温度系数;利用闭环光纤陀螺样机进行了温度试验.试验结果表明:光纤陀螺仪标度因数的温度灵敏度由8.08×10-4/℃改变为1.70×10-5/℃.     

再入机动飞行器最优轨迹设计与跟踪

提出了一种再入机动飞行器（maneuvering reentry vehicle, MRV）的最优制导与控制方案。针对MRV再入机动轨迹优化问题,提出了新的基于Gauss伪谱优化方法的分段优化策略;由产生的最优参考轨迹,生成系统的外环最优制导指令。接着利用轨迹线性化控制（trajectory linearization control, TLC）方法设计系统的内环控制律。基于MRV完整的非线性六自由度模型,仿真表明提出的再入轨迹优化设计方法是有效的,而且内环TLC控制器可以准确地跟踪外环的最优制导指令和最优轨迹,并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。     

输入受限高超声速飞行器鲁棒变增益控制

针对一个输入受限吸气式高超声速飞行器模型,研究了其鲁棒变增益控制问题。为处理飞行器模型中的建模误差和饱和非线性,将标准的线性变参数（linear parameter-varying, LPV）控制问题扩展到对时变参数、动态不确定性和饱和非线性具有结构摄动的鲁棒性框架内。基于对模型不确定性和饱和非线性的积分二次型约束刻画,以定标线性矩阵不等式（linear matrix inequality, LMI）形式给出其鲁棒变增益控制算法。为进行变增益控制系统设计,建立了飞行器的LPV模型。基于多时间尺度特性,提出了一种由姿态回路和轨迹回路组成的内外环控制结构。内环实现对姿态的严格控制和克服执行机构饱和,外环实现对轨迹的精确跟踪。控制器增益随动压和马赫数调度,实现大跨度机动飞行控制。非线性仿真结果证实了算法和应用的有效性。     

改进的T-S模糊时滞系统的鲁棒稳定性分析

基于Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型方法,研究一类不确定非线性常数时滞系统的鲁棒稳定性问题。基于一组线性矩阵不等式的可解性,给出非线性时滞系统时滞相关稳定和鲁棒稳定的充分条件。通过构造新的包含三重积分的增广的Lyapunov泛函,降低了稳定性准则的保守性。三个数值实例表明本方法的有效性和较小的保守性。     

再入飞行器的捷联制导工具误差分段补偿研究

针对再入飞行器的捷联惯性仪表误差模型不能满足“天地一致性”,导致了在地面试验环境下标定的仪表误差模型不是真实飞行环境下的误差模型。提出了按照再入飞行器的纵向过载变化大小对惯性仪表误差进行分段辨识和分段补偿的方法,以提高再入飞行器的制导精度。最后通过计算机仿真试验验证了此方法的正确性,为实际应用提供了理论依据。