基于视线运动模型的椭圆轨道交会最优控制

针对航天器自主交会对接实际存在的接近方位角约束, 在视线坐标系内讨论了椭圆轨道最优交会控制设计问题. 根据椭圆轨道视线动力学模型具有时变非线性的特点, 分别采用状态相关Riccati方程(state-dependent riccati equation, SDRE)方法和\theta-D方法进行了最优交会控制器设计. 考虑到实际施加的控制力沿原轨道坐标系各轴向更易于实现, 结合SDRE方法中系统输入矩阵可与系统状态量相关, 进而设计了控制力沿轨道坐标系轴向的最优交会控制器. 数值仿真表明: 两种方法均实现了带有方位角约束的交会; \theta-D控制算法计算效率更高, 而SDRE控制算法精度较高, 且可以实现控制力沿轨道坐标系各轴定向施加.      

二阶段H_∞滤波在捷联惯导/里程计组合导航系统中的应用

针对一类包含未知常值偏置的线性系统的状态估计问题,比如捷联惯导/里程计组合导航系统,由于扩展未知常值偏置为系统状态,导致系统状态维数比较高。当应用H∞滤波进行估计时,就会引起滤波算法的计算量大大增加,进而会影响其估计性能。为了解决这个问题,将H$滤波问题转化为Krein空间下的求解某种二次型的最小值问题,而求解该最小值可以使用Kalman滤波来解决。因此,通过采用二阶段Kalman滤波理论,在Krein空间下建立了二阶段H∞滤波算法,将H$滤波中的高维矩阵计算解耦成并行的低维矩阵计算,有效地解决了高维矩阵计算所带来的数值计算问题,降低了计算量,并且该算法有利于硬件并行运算设计,为进一步提高算法执行速度提供了可能。通过在捷联惯导/里程计组合导航系统中的仿真实验,验证了算法的有效性。     

基于空间交会的GPS/INS组合导航系统仿真

由于实验务件限制,GPS/INS组合导航系统很难在真实空间交会对接环境中进行GPS/INS组合导航系统性能测试研究。为此,简要设计和实现了基于空间交会的GPS/INS组合导航软件仿真平台,研究了基于空间交会两航天器绝对和相对运动轨迹生成、GPS/INS组合导航系统误差建模、观测数据生成等实现方法,并通过仿真数据分析验证了这种设计方案的可行性,为进一步开展相关研究奠定了基础。     

基于自适应均方根EKF的惯性辅助航天器仅测角导航方法

针对微小卫星等航天器对空间非合作目标交会操作中的自主相对导航问题,提出了一种基于自适应均方根EKF的惯性辅助航天器仅测角导航方法。首先,推导了一种基于Clohessy-Wiltshire (CW)方程的仅测角导航模型。然后,基于误差状态推导了一种仅测角/惯性组合相对导航模型。接着,基于Cholesky分解得到组合导航系统的状态协方差矩阵,并引入“新息”协方差匹配方法对测量噪声进行在线自适应调整,构建了一种自适应均方根EKF对该组合导航系统状态进行动态滤波估计,并采用Fisher信息矩阵对该组合导航系统的可观性进行评估。最后,在搭建的半物理仿真平台上进行了仿真验证,得出终端时刻采用自适应均方根EKF比EKF的迹向滤波精度平均提高了35%,径向和法向滤波精度平均提高了25%。     

基于对偶四元数的卫星信息一致性控制

为了解决航天器控制信息一致性问题,提出了利用对偶四元数来描述对象的位置及姿态信息,实现位置与姿态的统一表述。同时利用信息一致性理论,通过设计航天器间的信息传递模型来解决分布式航天器间的状态同步问题。采用对偶四元数及信息一致性理论为工具,分别给出了位姿同步及跟踪两种控制方法并针对两种信息拓扑模型,以空间交会对接问题进行仿真实验,实验结果表明,在500s以内,卫星的位置及姿态实现了同步及跟踪控制。     

地球静止轨道远程交会过程导航性能评估

远程交会是静止轨道共位卫星自主定点置入的关键途径。针对远程交会过程中大距离跨度下相对运动模型的误差信号特性,理论推导了误差的传递机理,给出了相对导航EKF算法期望及噪声特性的定量分析模型。研究表明,确定距离区间存在最优过程噪声量级及其对应的最优滤波性能,且滤波误差与交会距离正相关,可作为全局最优滤波器的定量设计依据,解决了静止轨道远程交会过程EKF导航算法性能的量化评估问题。仿真表明,分析结论正确,相对速度滤波误差全程优于0.005 m/s(1σ),满足交会任务需求。     

基于H_∞滤波的主/子惯导组合中挠曲变形补偿算法

针对舰载环境下,主/子惯导组合中主、子惯导间的挠曲变形问题,设计了H?滤波算法。算法将主、子惯导间的挠曲变形作为一种能量有限的量测噪声,通过H?滤波对不确定噪声的鲁棒性来保证滤波精度。在经典的"速度+姿态"匹配方法的基础上,仿真比较了:1)方案一,已知挠曲变形时的标准Kalman滤波算法;2)方案二,未知挠曲变形时的标准Kalman滤波算法;3)方案三,未知挠曲变形时的H?滤波算法。仿真误差曲线直观表明:基于H?滤波算法可以在未知挠曲变形时有效提高组合精度;统计结果表明:滤波方案三得到的姿态与速度的系统误差、随机误差均与理想条件下的方案一相当;相较于方案二,滤波方案三得到的姿态与速度的系统误差至少可减小40%,随机误差至少可减少15%。     

基于扩展H_∞滤波的单站无源目标跟踪

针对无源定位与跟踪系统可观测性弱,目标初始状态估计精度低的特点,提出了一种基于扩展H∞滤波的单站无源目标跟踪方法。将扩展H∞滤波算法对被动声纳平台获得的目标方位数据进行目标运动分析,以实现较高精度的水下仅测角目标定位和跟踪,并采用雅克比矩阵来近似处理系统的非线性测量方程。扩展H∞滤波对噪声的不确定性具有鲁棒性,保证滤波算法的数值稳定性,提高跟踪的精度和可靠性。理论分析与仿真结果表明,扩展H∞滤波跟踪速度快,性能稳定,估计精度明显优于扩展卡尔曼滤波(EKF),用于水下运动目标跟踪是可行的。     

基于奇异值分解的多重渐消鲁棒Cubature卡尔曼滤波及在组合导航中的应用

为了提高标准Cubature卡尔曼滤波（CKF）的稳定性和鲁棒性,提出一种改进的多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波算法。首先基于系统状态的可观测性给出多重渐消因子矩阵求解过程,提高滤波算法的稳定性,抑制滤波发散;其次,引入H∞鲁棒思想,构造多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波器;最后,提出采用一种奇异值分解的矩阵分解策略代替标准Cubature卡尔曼滤波中的Cholesky分解,进一步提高算法的数值稳定性。实际GPS/INS组合导航实验表明,改进的多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波算法不仅能有效抑制滤波发散提高算法的稳定性,而且对观测野值具有更高的鲁棒性;提出的新算法与标准CKF算法相比,XYZ三个方向的位置精度分别提高了55.8%,46.6%和39.7%。     

一种改进的粒子滤波算法在SINS初始对准中的应用

在实际工程环境中,针对捷联惯导系统(SINS)大失准角初始对准中噪声统计特性未知的问题,设计了一种基于H?滤波算法的鲁棒无迹粒子滤波算法(RUPF)。通过将无迹卡尔曼滤波算法(UKF)和鲁棒环节引入到粒子滤波(PF)的重要性密度函数中,得到了RUPF算法,提高了算法的鲁棒性。通过半物理实验,将RUPF算法与无迹粒子滤波算法(UPF)在SINS静基座大失准角对准中的性能进行了比较,在不同实验条件下,航向失准角精度至少提高了40%,对准精度优于0.05°,对准时间减少了约50 s。实验结果表明,RUPF算法可以以较高的精度和较快的速度完成大失准角初始对准,且对准精度和对准速度均优于UPF算法。     

基于气浮台的交会对接模拟及姿态跟踪控制

针对交会对接中卫星的姿态跟踪控制问题,设计了一种鲁棒有限时间控制算法。首先,设计并采用两个六自由度气浮台模拟交会对接的两颗卫星,搭建交会对接地面物理仿真系统。其次,应用姿态误差函数,推导描述气浮台追踪器相对于气浮台目标器姿态运动的姿态误差动力学模型。最后,基于此模型采用反步法思想给出了该控制算法的详细设计。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,在存在边界未知的有界外界扰动的情况下,该控制算法可以使气浮台追踪器在20 s内实现对姿态随时间改变的气浮台目标器的准确跟踪,并保证系统的稳定性。     

参数摄动H∞滤波系统的最优性能指标计算

基于H∞滤波系统的最优性能指标与相应的Hamilton微分方程特征值之间的对应关系,利用微分方程特征值的摄动法研究了参数摄动H∞滤波系统的性能指标计算问题。当原滤波系统的最优性能指标已知时,利用系统参数的变化量就可以确定摄动系统的最优性能指标。     

非线性滤波及其在航天器天文导航中的应用

对天文导航系统构成、模型的建立、非线性滤波方法做了初步的仿真研究。系统的测量值由星光跟踪器和红外高度测量仪提供。星光跟踪仪提供天顶距的测量数据，红外高度测量仪提供航天器的高度数据。通过非线性滤波方法估计出系统状态，实现对航天器导航的任务。     

H∞滤波在微惯性组合导航系统中的应用

基于微机电(MEMS)惯性仪表构成的微惯性测量装置(MIMU),其系统噪声特性不确定,影响了卡尔曼滤波器收敛过程,从而对MIMU/GPS组合系统性能产生不利影响.将鲁棒H∞滤波技术应用于该组合系统,确定了一种H∞滤波求解方法,给出了滤波器的推导步骤.该算法虽不具备最优滤波特性,但却具有更好的稳定性和鲁棒性.通过仿真实验,确定了H∞滤波器中的性能因子γ具体数值,使滤波器在可接受的估计精度下具有最佳鲁棒效果,它能在复杂的噪声环境下很好地估计出MIMU的主要误差,验证了H∞滤波对于噪声的不敏感程度和鲁棒性,提高了MIMU/GPS这类组合导航系统整体性能.     

奇异值分解H_∞联邦滤波及其在传递对准中的应用

捷联惯导(SINS)合成孔径雷达(SAR)组合导航系统中,SINS与SAR天线附加的惯性测量元件(IMU)之间的抗干扰、动态快速传递对准是一个研究难题。为了既不增加滤波器阶数,减小计算量,又能提高传递对准的速度和精度。在吸收现有滤波算法优点的基础上,提出了一种新的奇异值分解H∞联邦滤波算法。首先,建立了速度+姿态+位置匹配更新的传递对准模型,利用基于奇异值分解的H?子滤波器进行滤波,得到系统状态的局部最优估计值;然后,通过联邦滤波器对局部最优估计值进行融合得到全局最优估计值。仿真结果表明,提出的滤波算法得到的失准角估计值能在200s内收敛,且分别稳定在3'、-5'和20',性能明显优于H∞滤波和联邦滤波。新的滤波算法不但速度快,精度高,而且计算量小,抗干扰性好,为提高传递对准的精度提供了一种新方法和新途径。     

基于UT变换H_∞滤波的舰船导航系统高度阻尼方法

舰船导航系统发展水平直接关系到全舰作战效能,而高度阻尼是其中的一个重要问题。为解决纯惯导高度通道发散问题,设计了INS/GPS三阶组合高度阻尼网络,并结合滤波算法对影响测高精度的各主要误差源进行阻尼。基于欧拉平台误差角概念,建立了适用于任意失准角误差条件下的非线性误差模型。结合H∞理论和UT变换,推导出一种具有较强鲁棒性的基于UT变换H∞滤波算法。最后,通过数学仿真验证了舰船导航系统高度阻尼效果。仿真结果表明,基于UT变换H∞滤波的舰船导航系统高度阻尼方法能够有效地抑制高度通道发散,高度阻尼精度与外观测信息精度相当。     

金属结构航天器陨落过程三维瞬态传热有限元算法研究

构建金属桁架结构航天器陨落再入气动热环境有限元传热模型,是准确预测在轨服役期满大型航天器陨落再入解体过程温度分布的关键。本文采用四节点四面体单元对空间进行离散,依据泛函理论,将传热控制方程离散为代数方程组;利用有限单元法总体合成得到具有对称正定、高度稀疏和非0元素分布的规则性刚度矩阵,发展一维变带宽压缩存贮技术,有效解决大型稀疏矩阵的数据存贮问题;为有效抑制求解过程出现的温度在时间和空间上的振荡问题,发展集中热容矩阵系数处理方法,将热容矩阵的同行或同列元素相加代替对角线元素,使非对角线元素化为0,构造求解三维瞬态温度场的两点向后差分格式、Crank-Nicolson格式和Galerkin格式。通过对正方体瞬态传热计算验证分析,在相同条件下,采用以上三种格式均可获得一致稳定的温度解,并得到与现有ANSYS有限元软件较为吻合的计算结果,验证了所建立三维瞬态传热有限元计算模型的准确可靠性。在此基础上,对铝合金低轨航天器薄壳结构进行了传热计算,给出了类天宫飞行器两舱体陨落飞行107.5 km～90 km不同高度的瞬态温度分布,为这类寿命末期航天器陨落再入解体预报提供理论支撑与可计算模型。     

序

半个世纪以来, 航天动力学的研究取得了较为丰硕的成果, 中国航天走出了一条独立自主的发展道路, 先后成功实现了\东方红一号" 卫星、载人航天工程和探月工程三大里程碑的跨越. 2012 年6 月29日, 神舟九号飞船与天宫一号目标飞行器载人交会对接任务的顺利完成, 标志着我国航天技术水平又向前迈进了一大步. 航天器和运载火箭作为体现航天技术发展的主要载体, 其研制、发射和运行是一项庞大的系统工程, 而动力学分析、设计及试验验证则是航天器和运载火箭研制过程中的重要环节, 动力学建模、分析方法及试验技术的正确合理性直接影响着航天器和运载火箭的设计水平, 甚至决定着航天任务的成败.      

航天动力学研究进展专辑 序

半个世纪以来,航天动力学的研究取得了较为丰硕的成果,中国航天走出了一条独立自主的发展道路,先后成功实现了“东方红一号”卫星、载人航天工程和探月工程三大里程碑的跨越．2012年6月29日,神舟九号飞船与天宫一号目标飞行器载人交会对接任务的顺利完成,标志着我国航天技术水平又向前迈进了一大步．航天器和运载火箭作为体现航天技术发展的主要载体,其研制、发射和运行是一项庞大的系统工程,而动力学分析、设计及试验验证则是航天器和运载火箭研制过程中的重要环节,动力学建模、分析方法及试验技术的正确合理性直接影响着航天器和运载火箭的设计水平,甚至决定着航天任务的成败．     

金属结构航天器陨落过程三维瞬态传热有限元算法研究

构建金属桁架结构航天器陨落再入气动热环境有限元传热模型，是准确预测在轨服役期满大型航天器陨落再入解体过程温度分布的关键。本文采用四节点四面体单元对空间进行离散，依据泛函理论，将传热控制方程离散为代数方程组；利用有限单元法总体合成得到具有对称正定、高度稀疏和非0元素分布的规则性刚度矩阵，发展一维变带宽压缩存贮技术，有效解决大型稀疏矩阵的数据存贮问题；为有效抑制求解过程出现的温度在时间和空间上的振荡问题，发展集中热容矩阵系数处理方法，将热容矩阵的同行或同列元素相加代替对角线元素，使非对角线元素化为0，构造求解三维瞬态温度场的两点向后差分格式、Crank-Nicolson格式和Galerkin格式。通过对正方体瞬态传热计算验证分析，在相同条件下，采用以上三种格式均可获得一致稳定的温度解，并得到与现有ANSYS有限元软件较为吻合的计算结果，验证了所建立三维瞬态传热有限元计算模型的准确可靠性。在此基础上，对铝合金低轨航天器薄壳结构进行了传热计算，给出了类天宫飞行器两舱体陨落飞行107.5 km~90 km不同高度的瞬态温度分布，为这类寿命末期航天器陨落再入解体预报提供理论支撑与可计算模型。