一种太阳帆航天器姿态机动控制方法

针对太阳帆航天器挠性模态易激发但难测量的问题,该文研究以控制杆作为执行机构的太阳帆航天器姿态控制。基于控制杆的动力学分析建立了太阳帆俯仰轴刚柔耦合模型。提出了1种姿态机动路径柔化与可测刚体姿态信息反馈控制相结合的太阳帆姿态控制方法。设计了比例积分型状态误差反馈律,并给出了使系统刚体姿态与挠性模态均渐近稳定的充分条件。仿真结果表明,所提控制方法能较好地满足太阳帆姿态调整的快速性与准确性要求。     

非理想太阳帆航天器时间最优交会任务

该文研究了非理想太阳帆航天器的时间最优交会任务。采用太阳帆光学模型,建立了量纲归一化的3维动力学方程。在只考虑太阳引力和太阳光压力的情况下,应用间接法建立了包含发射窗口的交会任务时间最优控制模型。详细推导了光学模型太阳帆的最优控制律。采用美国国家航空航天局(NASA)的非理想太阳帆试验数据,研究太阳光压因子为0.05至0.1的太阳帆金星交会任务。仿真发现,太阳帆航天器轨道设计时需考虑非理想模型的影响,非理想太阳帆飞行时间较理想太阳帆有所增加,且姿态控制规律有所不同。     

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。     

卫星姿态对JASON-2卫星精密定轨影响分析

针对因姿态不稳定性对轨道的影响而难以评估的问题, 详细讨论了卫星的姿态模型, 推导了卫星姿态变化对观测值影响的解析表达式。模拟试验结果表明, 随着姿态不稳定性加剧, 轨道精度随之急剧下降, 另一方面姿态不稳定会随坐标轴不同而对轨道精度产生不同影响。为获得高精度的卫星轨道, 需要卫星姿态稳定性满足一定的要求, 尤其是相位中心偏大的坐标轴方向, 以JASON-2为例, 姿态在轴向变化必须稳定在2°内。基于JASON-2实测姿态计算表明, 该卫星姿态稳定性处在1°左右, 对轨道精度影响为0.036 m。该模拟实验方法为评估姿态稳定性对卫星精密轨道的影响提供了有效的方法。     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

某自旋微小空间飞行器运动过程研究

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。     

多段线缆驱动连续型空间机械臂建模与控制

该文针对一类带有弹性杆的新型多段线缆驱动连续型空间机械臂的建模与控制问题开展研究,基于刚体等效建模思想建立了机械臂的几何模型。对每节机械臂进行单元划分,将各单元上的弹性杆等效为轻质连杆。在此基础上,应用欧拉-拉格朗日建模方法,建立了多段线缆驱动连续型空间机械臂动力学模型。针对系统中存在的参数不确定性与外部时变干扰,基于Lyapunov稳定性理论,提出了一种基于非奇异终端滑模有限时间控制(NTSMFC)的连续型机械臂控制方法。仿真结果表明：与比例-微分(PD)控制器相比,NTSMFC能在有限时间内快速跟踪期望姿态角,PD控制器的姿态跟踪快速性较低;NTSMFC姿态角稳态误差为±0.002 rad, PD控制器姿态角稳态误差为±0.01 rad。     

GEO空间慢旋目标天基监视受控绕飞轨道设计与仿真

为实现GEO空间慢旋目标特定面的连续观测,提出了一种天基监视受控绕飞轨道设计方法. 首先建立了目标、天基平台相对运动模型,研究了空间任意自旋轴下的期望相对轨道模型,设计了单周期受控绕飞模型和多周期螺旋接近受控绕飞模型,应用时间约束的多脉冲控制实现平台受控绕飞,仿真分析了不同绕飞半径、不同脉冲数、不同绕飞周期下的受控绕飞轨道,最后提出并验证了多周期螺旋接近受控绕飞策略. 结果表明,基于GEO空间自旋目标姿态变化的受控绕飞的相对轨道设计,能够实现目标特定面的连续指向观测,相关仿真结果和结论对实际工程应用具有一定的参考意义.      

基于超短基线的GPS测姿算法研究

针对超短基线下姿态测量结果稳定性差及可靠性低的问题,提出一种更加可靠稳定的基于超短基线的全球定位系统（global positioning system,GPS）姿态测量算法。构建了扩展卡尔曼滤波（extended Kalman filtering,EKF）模型,并对扩展卡尔曼滤波模型中测量噪声矩阵采用基于卫星高度角模型,得出比较准确的浮点模糊度;联立了载波双差观测方程和伪距双差观测方程,并采用改进模糊度最小二乘去相关平差法（modified least-squares ambiguity decorrelation adjustment algorithm,M-LAMBDA）进行快速模糊度固定解算;利用了滤波法进行姿态解算。实验结果表明,与其他测姿算法相比,该算法可适用于超短基线,能够提高姿态结果的稳定性与可靠性,在基线为20 cm静态环境中,该算法模型航向角的误差方差为0.1左右,航向角的绝对误差为2°左右。在基线为20 cm动态环境中,该算法模型航向角的误差方差为2左右,姿态角的绝对误差为3°左右。     

铁路轨道线形智能分段

轨道实测线形分段是不平顺检测计算的首要步骤。针对当前铁路线形分段主要依据正矢或曲率的现状,提出一种基于轨道姿态角的线形分段方法;即将GNSS/INS组合测量系统提供的轨道姿态角信息和轨道各元线形固有的几何特征结合起来进行分段。对比实测数据分段结果和轨道设计文件,平面和纵断面线形分界点里程识别误差均不大于6 m,证明该线形分段方法行之有效。     

飞向Halo轨道的太阳帆航天器轨迹优化设计

研究太阳帆航天器从地球同步轨道飞向日-地第2Lagrange(L2)点Halo轨道时其转移并入轨的轨迹优化设计问题。提出了分3阶段优化设计的方法:首先调整航天器逃离地球的飞行轨迹,使其比较接近目标Halo轨道的不变流形;再借助不变流形,用遗传算法求解相应的最优控制,使其转移到目标Halo轨道的不变流形上;最后航天器将沿流形飞行完成入轨。数值仿真结果表明,提出的方法可以得到相当好的转移轨道。由此显示,将转移轨道分为若干阶段,借助不变流形,用遗传算法求解最优控制问题的轨道优化设计方法对于此类小推力变轨问题是切实可行的。     

失稳周期轨道的寻找与控制

提出一种在噪声存在的情况下依然有效的控制失稳周期轨道的方法。此法以一本征方向代表轨道方向，将三维微分系统简化为二维微分系统，用Ｌｙａｐｕｎｏｖ指数谱解释取得控制的原因。另介绍两种在自治微分系统中寻找失稳周期轨道的方法。     

飞向Halo轨道的太阳帆航天器轨迹优化设计

研究了太阳帆航天器从地球同步轨道飞向日-地第2Lagrange(L2)点Halo轨道时其转移并入轨的轨迹优化设计问题。提出了分3阶段优化设计的方法:首先调整航天器逃离地球的飞行轨迹,使其比较接近目标Halo轨道的不变流形;再借助不变流形,用遗传算法求解相应的最优控制,使其转移到目标Halo轨道的不变流形上;最后航天器将沿流形飞行完成入轨。数值仿真结果表明,提出的方法可以得到相当好的转移轨道。由此显示:将转移轨道分为若干阶段,借助不变流形,用遗传算法求解最优控制问题的轨道优化设计方法对于此类小推力变轨问题是切实可行的。     

基于同心圆轨道的锥形束CT重建算法

由于基于圆轨道锥形束 CT(com putertom ography)重建算法 (如 FDK算法 )只有在小锥角的条件下才能得到比较好的重建质量 ,因此在实际应用中时受到很多的限制。该文利用外推的思想提出了一种基于同心圆轨道的锥束 CT重建算法。利用不同半径的同心圆轨道对物体重建两次 ,并根据平方反比关系 ,利用两次 FDK算法重建结果的差异估计出真实值和重建值的差异 ,然后利用这个差异来修正重建结果。得益于这个修正 ,该算法可以很好地抑制FDK算法由于锥角变大引起的伪影。仿真模拟结果表明 :该算法对高对比度和低对比度物体锥束重建的锥角使用范围比 FDK提高 1～ 3倍     

椭圆参考轨道编队卫星非线性周期性相对运动条件

利用编队卫星机械能之差守恒,提出了确定椭圆参考轨道编队卫星非线性周期性相对运动条件的新方法。该方法不用求解非线性相对运动微分方程,只需解一个一元二次代数方程,就可给出任意偏心率和非线性条件下,两个具有明显物理意义的周期性相对运动初始条件。利用这些条件,可找到不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道。最后的数值仿真结果验证了该方法和结论的正确性。     

立方混沌系统的多种目标控制

运用系统变量的状态反馈与参数调整的混合控制策略,对立方混沌系统实施多种目标的混沌控制.理论研究和数值仿真表明:控制方法能实现离散混沌系统的倍周期分岔控制,通过延迟和抑制分岔,确保在较宽的参数范围内达到规则行为;能稳定嵌套在混沌吸引子中的不稳定周期轨道;实现变轨控制,即通过选择合适的调整参数,将系统从一个2n周期轨道控制...     

等厚干涉在锥角测量中的应用

当用两块平板玻璃制作出的空气劈尖顶角发生变化时 ,应用CCD可观察到劈尖表面移动的干涉条纹 在此基础上 ,设计了用锥角偏差来改变空气劈尖顶角的圆锥锥角的光学测量方法 ,并由导出的锥角偏差与移过某一点的干涉条纹数之间的关系式 ,对圆锥锥角进行计算 通过与千分表法的对比测量 ,结果表明 ,等厚干涉测法不仅可行 ,而且具有更高的测量精度     

锥体上滚实验仪的改进与定量测试的实现

经过改进后的锥体上滚实验仪,克服了传统实验仪轨道夹角、轨道平面倾角与双锥体均固定不变以及相关参数不便测量的弊端,即实现了两轨道夹角γ、轨道平面倾角（即轨道平面与水平面夹角α）以及轨道轴承端支撑杆上下均可以调节.不同双锥体（直径、高）只要满足上滚条件,双锥体就能实现上滚,从而能定量地验证机械能守恒定律.本文着重阐述改进后的锥体上滚实验装置与实验原理,对实验所获数据与理论值进行了比较,说明采用改进后的仪器具有较高精度的定量化.改进后的实验仪可以通过实验设计、仪器组装与调节、参数测量与推算等动手过程有效提高学生的实际操作能力。     

Sine-Gordon方程的混沌控制

研究了Sine-Gordon方程在广义渐近惯性流形上的常微分方程组（ODE）的混沌控制．引入时滞反馈控制到Sine-Gordon的ODE形式，使得对应的Melnikov函数不再为零．因此横截同宿轨道消失，即受控系统中的混沌运动被镇压．在一定的参数范围，原来的混沌吸引子中不稳定的周期轨道变为稳定的周期轨道．数值模拟结果表明了理论分析的正确性．     

Improved Minimum Detectable Velocity in Bistatic Space-Based Radar

Single orbit bistatic space-based radar （SBR） is composed of two radars in the same orbit. The characteristics of the clutter Doppler-angle spectrum of a single orbit bistatic SBR show that the slope of the mainbeam clutter spectrum is highly sensitive to the cone angles. Therefore, the minimum detectable velocity of the bistatic system is dependent on the cone angle. Then a new combined working mode of singleorbit bistatic SBR system was developed in which one radar will act as the transmitter and another as the receiver to improve detection performance for all angles. Simulation results by space-time adaptive processing verify the improved detection performance. The new design also reduces the average power of each radar system and the size and weight of the on-board solar array-battery system.