飞行器GNC试验子系统新技术及验证

飞行器GNC试验子系统是月地高速再入返回飞行器制导导航与控制(GNC)分系统的3个子系统之一,由中心控制单元、小型星敏感器、星敏防尘机构3台新研产品组成.同时,飞行器GNC试验子系统也是探月三期着陆上升组合体GNC子系统的一个产品子集.为满足探月三期的重量与功能需求,中心控制单元采用了可编程片上系统(So PC)技术进行集成化设计以减轻重量,并为适应空间辐射环境进行了多重防护设计;小型星敏感器采用非球面光学系统及高速处理电路等技术有效地减少了产品重量;星敏防尘机构以微型步进电机为核心,优化了结构、阻尼等细节设计,在满足功能要求的同时做到了重量的优化.为了更为真实地利用飞行器任务对上述产品进行在轨验证,设计了一种"虚拟卫星控制系统"的在轨验证方法,在试验子系统没有执行机构和真实受控的航天器对象的条件下,构造了被试验产品的在轨闭环验证环境.本文详细介绍了上述新研产品的关键技术和系统验证方法,并结合在轨验证情况给出了新研产品的验证结论.     

星敏感器高精度星点提取系统误差分析及补偿方法研究

星点质心位置提取系统误差是影响星敏感器姿态测量精度的重要因素, 从理论上提出这种误差的来源、大小和物理机制, 能够为进一步提高星敏感器精度提供有效的帮助.根据星点质心提取的物理过程, 分析误差的来源和大小, 利用频域分析方法, 从采样频率限制及采样窗口限制2 个角度出发对星点图像亚像元质心提取系统误差进行了理论分析, 导出了亚像元质心提取系统误差的解析表达式, 得到该系统误差与像点高斯半径、像点的真实位置及采样窗口像元数量的函数关系, 并在此基础上提出了以像点高斯半径为参数的误差补偿方法. 研究表明, 在进行了误差补偿后, 像点高斯半径在0.2~1.4 像元范围内, 3 像元窗口质心提取残余误差小于2×10^-3像元, 而5 像元窗口质心提取残余误差小于2×10^-4像元.     

基于星敏感器估计卫星姿态的预测Kalman滤波算法

提出了一种实时的姿态估计算法, 即预测Kalman滤波算法. 该算法能够只利用星敏感器所提供的矢量观测信息来准确地估计卫星的三轴运动姿态, 算法的实现包括力矩模型误差预测和姿态估计两步. 预测Kalman滤波算法具有良好的滤波性能, 不仅估计精度高而且鲁棒性能强,这一点已通过仿真测试得到了验证.     

月地高速再入返回飞行器陀螺在轨自主标定技术研究及实现

针对包含非正交安装陀螺的捷联惯导平台轻量化自主对准问题,建立了非正交陀螺组误差模型,提出一套基于最小二乘法的标定算法和地面试验验证方法,在计算能力受限的情况下完成了高精度在轨标定.地面数学仿真和试验验证结果表明,该方法与扩展卡尔曼滤波法精度相当,计算量却大幅减小.在此基础上,通过对标定算法进行逻辑设计,实现了在轨多组陀螺同步容错和标定.该方法已成功应用于探月工程三期月地高速再入返回飞行器的实际飞行,实现了2套惯性导航平台的高精度初始姿态同步对准.     

嫦娥三号巡视器GNC及地面试验技术

嫦娥三号巡视器是我国首个实现地外天体表面巡视探测的航天器,其制导导航控制（GNC）技术与地球卫星和飞船等全然不同.嫦娥三号巡视器GNC系统突破了月面自主导航定姿定位和协调运动控制、基于双目立体视觉的自主环境感知、基于地形通过性量化分析的路径规划、基于主动结构光被动视觉的激光探测避障以及地面试验验证等关键技术.在轨飞行试验结果表明,GNC系统实现了既定任务目标,为未来火星等深空巡视探测任务奠定了技术基础.本文对巡视器GNC系统的任务要求、系统组成、功能实现方案及关键技术、工作模式、地面试验验证及在轨飞行情况等方面进行了系统介绍.     

月地高速再入返回飞行器信息系统设计与实现

探月三期月地高速再入返回飞行器由服务舱和返回器2个舱段组成,信息系统复杂,首先对信息系统的任务进行了分析,在此基础上提出了2层拓扑总线的互联方案、器内多子网自识别路由设计方案、链路层分层方案,脉冲调制编码(PCM)数据体制与高级在轨系统(AOS)数据体制统一设计方案,实现了多信源、多舱段信息管理与融合,提高了上行带宽利用率、器内数据路由和下行遥测灵活性和易扩展性,满足了飞行任务复杂工作模式下的需求,在轨飞行结果表明信息系统满足需求.     

基于样本密度的非监督动态改进FCM算法

针对传统FCM算法中聚类结果对初始聚类中心敏感,分类数C依赖于先验知识确定的不足,提出了基于样本密度的非监督动态改进FCM算法。该算法基于初始样本密度确定初始聚类中心,基于模糊伪F统计量自动确定最佳分类数,实现了基于样本密度非监督状态下的动态聚类。选取瓦斯涌出量的聚类分析进行应用,应用结果表明,该算法能合理选择初始聚类中心并动态确定分类数,降低了对初始聚类中心的依赖度,提高了收敛速度和自动化程度,并能根据指标做出正确预测。     

嫦娥四号中继星伞状可展开天线关键技术研究

嫦娥四号中继星伞状可展开天线采用发射时收拢、入轨后展开的可展开结构方案,有效地解决了中继星应用中的多项技术难题.天线在轨成功展开、在轨性能稳定和承受极低温环境性能不发生破坏是保证中继通信任务成功的前提,对应了天线展开技术、在轨性能稳定性控制技术和极低温环境适应技术等三项关键技术.本文首先对天线展开技术开展研究,设计采用了缓释弹簧分布式驱动展开技术,对展开技术方案进行了介绍,开展高低温环境下天线展开可靠性验证,为天线在轨展开环境选择提供了指导;其次,开展在轨性能稳定性控制技术研究,从材料选择、结构设计和提高反射面平衡态稳定性等方面采用控制措施,进行天线在轨热分析和热变形测试及预示,结果表明在天线最大在轨热变形情况下,天线型面精度仍满足指标要求,确保了天线在轨性能满足任务要求,并验证了天线在轨热变形控制措施的有效性;第三,针对天线在轨经历极低温环境,设计了部件级试验验证结合整机仿真分析的试验验证方法,很好地解决了极低温环境的验证问题,天线经历极低温存储后,结构无损坏,性能无下降,满足天线在轨环境适应性的要求,有效地支撑了嫦娥四号中继星中继通信任务的顺利执行.     

一种基于同步动力学模型的层次聚类方法

本文基于建模同步动力学行为的Kuramoto模型提出了一种新的有效层次聚类方法.本文提出的方法基于局部邻域的概念,能够实现稳定的局部同步聚类.通过不断扩大对象同步的邻域半径,所提出的方法能够实现层次化的同步聚类.此外,提出对象邻域闭包的概念,在对象间到达完全同步之前就能预测出聚类的形成,从而减少对象动态交互的时间.本文的方法不依赖于任何数据分布假设,无需任何手工参数设置,可以检测出任意数量、形状和大小的聚类.由于同步过程能够有效地规避离群点,该方法有较强的噪声数据抑制能力.在大量真实数据集和人工合成数据集上的实验结果表明本文的方法聚类准确率高,且运行时间较同类基准算法显著缩短.     

基于改进K均值的脸形聚类算法

针对海量人脸图像数据库检索时顺序匹配速度慢等问题,提出把聚类技术应用于数据库预分类,利用脸形特征对人脸图像自动聚类.首先用改进主动形状模型提取脸形特征,再用改进K-均值算法对人脸图像进行聚类.使用Hausdorff距离计算两个特征点集的相似度.实验表明,该算法的聚类结果比较稳定、精确且符合人类视觉认知特性.     

嫦娥四号着陆器制导导航与控制系统

嫦娥四号着陆器实现了人类首次月球背面软着陆任务,着陆器的制导、导航与控制(GNC)系统是最重要的分系统之一.针对嫦娥四号着陆器月球背面软着陆的任务特点,本文提出了月球背面着陆轨迹设计、前后台并行容错导航、自主故障诊断和处理策略.实际在轨飞行结果表明,这些算法合理可行,着陆器成功着陆在预定着陆区,着陆姿态和速度优于需求,圆满完成了软着陆任务.本文介绍了嫦娥四号着陆器GNC系统的要求、组成、部分算法以及在轨飞行结果.     

面向数据流的加权聚类及演化分析研究

为解决无限数据流在有限内存空间中的聚类分析问题,本文提出了一种加权聚类及演化分析框架。为简要地描述此框架,给出了聚类、聚类簇的概念及其数据结构定义,接着对聚类、聚类簇的加法运算和差运算给出了清晰的描述和相应的实现算法。本框架与CluStream框架有较大的差别,这里采用聚类簇的加法运算来实现更大时间跨度内的聚类簇融合,采用聚类簇的差运算来进行聚类簇的演化分析。最后通过第一个例子来说明本框架是如何对数据流进行加权聚类及演化分析的,采用第二个例子来验证为实现本框架所需的十五个算法的正确性及有效性。     

月地高速再入返回器构型布局设计及实现

月地高速再入返回器是我国首次深空再入返回的航天器,具有空间紧凑、耦合性强、质心要求高、精度要求高等技术难点.对返回器的构型布局总体设计及关键实现环节进行了描述,包括轻小型密闭舱体的构型布局设计、推力器的一体化布局、高精度质心配平设计与实现、关键单机布局与精度保持设计、基于双斜面的精测方法及验证等,并以此为基础完成了返回器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证.     

新航行体系下大型客机飞行管理系统关键技术研究与仿真验证

以新航行体系下大型民用飞机飞行管理系统基于轨迹的运行和基于性能的导航需求为焦点.系统研究了新航行体系下的飞行管理系统的体系架构、飞行管理系统所需要的更为精确的四维轨迹预测功能、飞行制导功能和综合导航功能.针对大型民用飞机飞行管理系统,研究、设计、开发了基于导航数据库、性能数据库和飞机总能量模型对飞行轨迹进行精确的四维轨迹预测算法;基于性能数据库设计了四维精确飞行制导律;基于组合多种导航传感器,实现自主完好性监控与告警,满足所需导航性能要求的综合导航功能等关键技术.构建了飞行管理系统的飞行驾驶舱验证平台,并采用实际的飞机模型和飞行计划进行了充分地仿真验证,证明了本文所研究的飞行管理系统架构和关键技术切实具有工程实现的可行性、合理性和可用性.     

一种基于自体集层次聚类的否定选择算法

否定选择算法是用于产生人工免疫检测器的重要算法,然而传统的否定选择过程需要将随机生成的候选检测器与全部自体数据进行匹配以排除识别了自体的无效检测器,该匹配过程导致检测器的生成效率过低,极大地限制了免疫算法的应用.为此,文中提出了一种基于自体集层次聚类的否定选择算法CB-RNSA.算法首先对自体数据进行层次聚类预处理,然后用聚类中心取代自体数据点与候选检测器进行匹配,以减少距离计算代价.在生成检测器的过程中,候选检测器被限定在非自体空间的低覆盖率区域内,以降低检测器冗余.对检测器的非自体空间覆盖率进行了概率分析,给出了中止生成检测器的条件,该条件较传统的预设检测器数量的中止条件更为合理.理论分析表明CB-RNSA的时间复杂度与自体集规模无关,从而解决了经典的否定选择算法的时间复杂度随自体数量呈指数增长这一难题,极大地提高了大自体样本空间下的检测器生成效率.对比实验结果表明:在相同的实验数据集与期望覆盖率下,CB-RNSA的检测率比经典的RNSA与V-detector算法分别提高了12.3%与7.4%,误警率分别降低了8.5%与4.9%,产生检测器的时间代价分别降低了67.6%和75.7%.     

基于鸽群智能行为的大规模无人机集群聚类优化算法

未来空中战场,大规模无人机集群系统将成为主导力量.而对大规模无人机集群系统进行分组聚类是完成作战任务规划的必要步骤.在实际战场中无人机受到有限通信约束,无法得到全面而有效的全局作战信息.因此本文提出一种基于鸽群智能行为的大规模无人机集群聚类优化算法.根据聚类模型设计鸽群优化算法,研究分析导航能力优异的鸽群智能行为,将鸽群飞行过程中的层级网络机制映射到鸽群优化算法中,解决有限交互环境下的信息不完整问题.一方面,依据鸽群在飞行过程中来自临近个体的引导更为有效直接,因而在有限交互环境下,基本鸽群优化算法中的全局最优信息由交互范围内的最优个体信息替代;另一方面,鸽群的中心位置更新包括三部分:增量惯性部分、模仿部分、环境影响部分.为验证改进后鸽群优化算法在有限交互范围下的有效性,本文采用三种算法针对三个数据集进行聚类分组,仿真结果表明改进后的鸽群优化算法在最优解与平均最优解上均有改善,为实际作战环境下的无人机集群系统聚类分组提供了有效的解决方法.     

地月中继链路系统设计与验证

嫦娥四号任务由着陆器、巡视器和中继星组成,中继星先于着陆器与巡视器发射,着陆器与巡视器着陆于月球背面开展探测任务.中继链路系统负责搭建地面站与月面探测器之间的通信链路,是其工程实现的关键组成部分之一.本文针对嫦娥四号任务特点,开展中继链路系统任务需求分析,并提出中继链路系统方案.该方案在兼顾任务需求的同时,充分继承了嫦娥三号任务成果,并开展系统级优化设计,降低了嫦娥四号任务工程实现代价.该方案结合嫦娥四号任务实际过程,对动力下降、着陆器与巡视器分离、休眠唤醒等关键过程中的中继链路系统工作模式开展设计.最后,本文对系统验证情况进行了介绍.     

极大熵聚类算法的收敛性定理证明

有关极大熵聚类算法收敛性的研究是理论研究的一个热点问题,有的学者认为迭代序列的极限点有可能不是目标函数的严格局部极值点.针对这个问题,文中用科学计算软件对相关文献中给出的例子进行了实验,说明该例子并不能否定极大熵聚类算法收敛性定理.最后,从理论上给出了极大熵聚类算法收敛性定理的一个证明.     

不同真空度下多层隔热组件传热性能的实验研究

针对月地高速再入返回飞行器在轨面临长期中真空环境的特殊挑战,热控设计需要评估不同真空度下多层隔热组件的传热性能差异.采用一维绝热型边界测试方法,对5单元、10单元、15单元与20单元多层隔热组件,在0.001~10000 Pa开展了传热性能的实验研究.根据测试数据,计算了不同真空度下的当量导热系数,在整器热分析模型中优选当量导热系数来计算整器温度水平,并利用正样热平衡试验和在轨温度遥测值验证了该方法的正确性.本文的测试结果不仅可为返回器提供基础数据,还可成为多层隔热组件不同真空条件下航天器热设计、热分析的重要依据.     

嫦娥四号中继星任务轨道设计与实践

嫦娥四号中继星作为嫦娥四号任务的重要组成部分,肩负着为月背面着陆任务提供中继通信的使命.本文详细介绍了嫦娥四号中继星的任务轨道设计过程,首先,针对任务需求和约束给出了使命轨道方案的选择和设计结果;其次,针对转移轨道的任务关键参数、轨控策略及速度增量预算等方面进行了说明;最后,将在轨飞行实践情况与轨道设计结果进行了对比.飞行数据表明,中继星任务轨道设计结果正确,策略设计合理,可以满足中继任务要求.