基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器动力学与仿真

磁悬浮单框架控制力矩陀螺(SGCMG)具有大输出力矩、长寿命和只消耗电能等优点,在航天控制领域引起了广泛关注.然而,航天器以及框架转动会使磁悬浮转子产生动框架效应,使输出力矩精度下降,甚至破坏磁悬浮系统稳定性.因此,建立了基于磁悬浮SGCMG的航天器动力学模型,分析了航天器、框架、磁悬浮转子三者之间的相互影响.数值仿真结果表明,框架角速度超调是破坏磁悬浮系统稳定性的主要因素.为避免磁悬浮转子失稳,应对操纵律输出适当限幅,并进一步提高框架伺服系统的性能.     

基于多维极化信息的弹道目标综合识别方法

目标识别是弹道导弹防御系统的核心难题之一,针对弹道导弹突防过程中无源诱饵的极化识别问题进行了研究。首先,基于多个窄带和宽带极化特征量,并结合暗室测量数据,进行了极化特征提取和优选,去除了冗余的极化特征量。在此基础上,提出了一种基于宽窄带极化特征的弹道目标综合识别方法,并利用弹道目标的暗室实测数据进行了验证。结果表明综合识别方法和仅基于窄带或宽带极化特征的识别方法相比具有更好的目标识别性能。     

基于尖顶突变理论的混合机动车流参数模型

传统的交通流模型很难同时处理交通流的``跳跃'现象和混合机动车流的交通问题.将平均车速作为状态变量, 流量和大车混入率作为控制变量,可以建立尖顶突变模型的平衡曲面方程; 结合交通流的物理意义,对方程进行坐标旋转和平移, 并采用实测数据进行参数标定,进而得到混合机动车流的速度－流量－大车混入率模型.通过京津塘高速公路的实测数据分析表明:混合机动车流的尖顶突变模型具有较好的拟合效果,能够解释大车对混合交通流参数变化的影响,以及拥挤状态附近的突变现象, 具有较好的实际应用价值.     

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。     

一种基于D-S推理的异源信息目标识别方法

讨论了多帧异类信源的目标识别问题,将D-S证据推理应用于多传感器的数据融合,将异类辨识框架下的证据体组合得到新置信指派,利用多个传感器共同或联合操作的优势来提高目标识别的有效性和精确性。同时给出基于基本概率赋值决策的目标识别时序累积方法。最后通过仿真验证了该方法的有效性,可信度及准确性得到提高,具有比累积前更可信的特点。     

基于玫瑰线扫描双色信息融合目标识别方法

图形扫描复合制导是当今深受国内外重视的一种制导方式。虽然玫瑰线扫描双色导引头技术已在战术地空导弹中得到了应用,但目前主要将其作为一维信号加以处理,不利于目标的识别与信息融合。本文的基本思想在于将玫瑰线扫描得到的一维波形转化为二维准成像图像,同时引入目标、背景以及诱饵的红外与紫外概率模型,采用Ｄｅｍｐｓｔｅｒ证据理论将红外和紫外准成像图像进行融合,以提高系统去除诱饵即假目标的能力。模拟实验结果证明了本文所提出方法的有效性和可行性。     

大型航天器单框架控制力矩陀螺系统全物理仿真

单框架控制力矩陀螺（SGCMG）是一种重要的航天器动量交换装置，用SGCMG作姿控部件的大型航天器姿态控制／动量管理系统是我国未来航天器发展的一个重点研究问题，本文利用三轴全物理仿真气浮台作为控制对象，模拟航天器在外层空间所受扰动力矩很小的力学环境，把SGCMG姿态控制／动量管理系统置于气浮台上，组成与航天器控制系统相同的仿真回中,来研究其动力学，动量交换，动量耦合以及控制系统中尚不清楚的一些问题，实践证明该仿真系统能够很好模拟航天器的力学环境，为SGCMG系统的进一步研究打下了很好的基础。     

振动陀螺椭圆参数的离散滑模控制

针对比例-积分-微分(propor tio nal-integ ral-derivative,PID)控制下振动陀螺椭圆参数的控制精度和收敛快速性难以提升的问题,提出了将离散滑模控制(discrete-time sliding mode control,DSMC)引入到振动陀螺的控制系统中的方法.该方法从表征振动陀螺工...     

基于小样本数据特征的测量过程控制图参数优化

在两次校准间隔期内,采用测量过程控制方法保障测量仪器的精度.针对小样本数据特征下传统控制图容易出现 误发警报错误的问题,分析了测量过程控制方法,在核查数据具备先验信息和不具备先验信息两种情况下,分别将随机加权法和Bayes分析法应用于核查数据分布的参数估计,从而优化控制图参数.仿真实验表明,与传统控制图相比,经过参数优化后的控制图更加合理、可靠,明显降低了发生误发警报错误的概率.     

基于UKF神经网络的姿态测量信息融合算法

针对融合系统建模误差、噪声统计特性不精确性和环境的动态变化性致使传统联合滤波过程中融合权值难以确定,引入人工智能中的神经网络,提出了基于神经网络的多信息自适应智能估计融合算法研究;利用神经网络的自适应能力对状态估计融合结果进行实时辅助补偿和修正,将非线性最优估计与神经网络技术相结合,重点研究了基于UKF的神经元融合权重在线自适应学习算法,以便在缺少准确局部子滤波器协方差信息情况下,仍能使全局估计融合结果最优,从理论上证明了UKF学习算法优于传统EKF学习方法,并以卫星多姿态测量信息融合定姿系统为例,给出了计算实例和结论分析,表明了所提出的模型与算法在实际应用中的有效性。

Abstract：

The fusion weight of traditional Federal Kalman Filter is difficult to be determined because of the fusion system modeling error,the inaccuracy of noise statistic characteristics as well as the dynamic variability in the fusion filtering process.In order to solve this problem,a self-adaptive fusion estimation algorithm for multi-information measurement based on neural networks was presented,which used the self-adaptive ability of neural networks to make real-time compensation and amendment for the state fusion estimation results.Combining a nonlinear optimal estimation with neural network,an online adaptive training algorithm for the weights of neuron based on Unscented Kalman filter （UKF） was researched,which could still realize the optimal fusion for the global estimation even if the accurate covariance information of each local sub-filter were absent.The performances of UKF training algorithm and the traditional EKF algorithm were analyzed and compared,and moreover taking the multi-information fusion system for satellite attitude determination as the experimental example,the simulation calculation and analysis were advanced,which show that the presented models and algorithms are effective in the actual application.     

基于改进迭代学习的参数不确定卫星姿态控制

针对卫星运行时存在的诸如在轨组装升级后的卫星转动惯量变化较大且难以确定等问题,提出一种基于改进预测迭代学习控制的姿态敏捷机动控制方法.首先,以改进递阶饱和控制作为反馈控制器,实现原系统的稳定.其次,加入改进预测迭代学习控制作为前馈控制器,提高系统动态性能、鲁棒性与敏捷性.然后,采用基于混合执行机构的零运动操纵律提供高精...     

An anomaly detection method for spacecraft solar arrays based on the ILS-SVM model

Solar arrays are important and indispensable parts of spacecraft and provide energy support for spacecraft to operate in orbit and complete on-orbit missions. When a spacecraft is in orbit, because the solar array is exposed to the harsh space environment, with increasing working time, the performance of its internal electronic components gradually degrade until abnormal damage occurs. This damage makes solar array power generation unable to fully meet the energy demand of a spacecraft.Therefore...     

基于强跟踪UKF的航天器自主导航间接量测滤波算法

针对广义卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)和无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)缺乏对系统异常的在线自适应调整能力、导致滤波器精度降低的问题,提出了一种将强跟踪滤波(strong tracking filter, STF)和UKF相结合的滤波算法,并进一步采用部分状态信息作为间接观测量,同时量测噪声方差阵实时调整,从而避免了对观测方程求取Jacobi矩阵的过程,使滤波器的设计得到简化。将该算法应用于航天器自主导航系统中,仿真结果表明,该算法在系统出现突变或缓变异常时,能够迅速检测出异常,在保证较高估计精度的同时,提高了系统的可靠性。     

基于强跟踪器的机动航天器相对动态定位算法

针对机动航天器之间精确动态相对定位问题,提出一种基于强跟踪器(strong tracking filter, STF)的动态相对定位算法。该算法针对相对机动过程中3个方向的机动特性,设置三向渐消因子进行三向滤波,克服了单向渐消因子与实际机动不匹配而造成的跟踪精度下降问题, 针对三向滤波在直角坐标系下的跟踪问题,设置去偏转换测量算法,克服了球坐标系与直角坐标系的转换偏差问题。仿真实验表明,该算法在初值敏感性和相对机动恢复性上均强于其他算法,适用于脉冲推力、有限推力等多种情况下机动航天器间精确动态相对定位。     

基于自适应快速终端滑模的航天器容错控制

针对执行机构发生故障时的航天器姿态控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模的容错控制设计方法。该方法通过选择具有快速终端特性的滑模面,提高航天器容错控制的收敛速率,实现系统有限时间稳定|利用自适应控制方法在线调整控制器参数,消除对故障最小 值信息的依赖。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,所提出的方法在保证系统鲁棒性和稳定性的同时,三轴姿态角和态角速度收敛时间可分别降低约54.5%和50%,实现快速有效的航天器容错控制。     

基于G2的飞船推进系统的故障诊断

探讨了G2的知识表示、知识库管理及实时推理.针对飞船推进系统的工程实际问题,分析了推进舱推进子系统的故障特点,采用神经-模糊系统理论对推进舱推进子系统故障模式的知识表示进行研究,提出了推进舱推进子系统故障的知识表示形式.运用G2软件平台设计了飞船推进系统的故障诊断推理机.该推理机可以实时地诊断出相应的故障模式,记录相关的故障信息,还可以对故障进行预报,以避免故障的发生.     

基于开关执行器的空间飞行器大角度姿态控制

针对空间飞行器姿态控制系统采用开关式姿控发动机的特点,研究了空间飞行器大角度机动三通道耦合姿态控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题,采用四元数描述的空间飞行器姿态运动数学模型,应用Lyapunov方法设计了控制量受限情况下的基于误差四元数的大角度姿态运动变结构控制器,并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题,用边界层来代替控制律中符号函数。给出了从一种静态到另外一种静态的姿态跟踪四元数指令确定方法。数值仿真结果说明了所提出的控制器的有效性。     

基于MBSE的航天器系统建模分析与设计研制方法探索

航天器任务具有任务复杂、高风险、高成本、高可靠性、长周期等特点, 为了适应未来更加复杂的航天器任务研制需要, 在航天器设计与研制中引入了基于模型的系统工程(model-based system engineering, MBSE)方法。提出了基于模型的航天器研制流程和适应航天器研制过程需要的6类模型体系, 分别为需求模型、功能模型、工艺模型、架构模型、产品模型以及验证模型。以月球水资源探测为假想任务背景, 给出了MBSE建模过程及其模型, 充分体现了MBSE方法在航天器设计及其集成仿真验证方面的优势。     

基于MSCMG金字塔构型的航天器姿态测控一体化控制方法

提出一种基于磁悬浮控制力矩陀螺(magnetically suspended control moment gyroscope,MSCMG)金字塔构型的航天器姿态测控一体化控制方法,利用姿控回路中的执行机构,既进行航天器姿态测量,又进行航天器姿态控制,改变了传统姿控系统由姿态敏感器、控制器、执行机构的组成方式。首先建立磁悬浮转子径向力矩模型,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移、框架角速度,联立金字塔构型中的3个径向力矩模型求解出航天器的姿态角速度,再设计相应的姿态控制律和框架操纵律,实现航天器的姿态调节,仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。