机载光电/惯性组合着舰导引算法的地面验证

研究了机载光电/惯性组合着舰导引新算法,综合光电探测系统获得的跑道成像信息和机载惯性导航信息,建立导引参数与成像信息之间的数学模型,利用最小二乘法估计舰/机相对位姿,补偿舰船纵摇、横摇及沉浮运动并预测舰载机着舰位置,以实现近程导引舰载机半自动或自动安全着舰。在算法研究的基础上,进行了地面车载验证实验。实验采用缩比方案,以着降跑道模拟器模拟运动中的着降跑道。试验车模拟舰载机,通过相对位姿关系的一致性模拟着舰过程。试验结果验证了着舰导引系统方案的可行性和有效性,为飞行实验奠定技术基础,有利于提高其安全性。     

基于INS/ILS/RA组合导航的自动着陆系统

针对民航机精密进近着陆过程容易受地场环境、电磁干扰等空间噪声和接收机噪声的影响,对波束误差信号进行滤波相位滞后的问题,提出基于INS/ILS/RA组合导航的自动着陆系统(ALS)。该系统将仪表着陆系统(ILS)及无线电高度表(RA)和惯性导航系统(INS)输出的位置之差作为量测,运用卡尔曼滤波器进行估计,将组合导航系统的输出航迹角及纵向轨迹角替代波束偏差,分别送入横纵向控制回路。仿真结果表明,INS/ILS/RA组合位置解算方位角偏差精度优于0.3°,下滑角偏差精度优于0.2°。该系统可显著改善波束误差控制信号的动态品质,降低噪声影响,提高ILS自动进场着陆控制回路的稳定性和闭环性能。     

深空探测自主导航技术综述

深空探测自主导航技术在减少地面测控负担, 提高探测器的生存能力和扩展探测器的特殊应用潜力等方面具有独特的优势, 自主导航在国外的深空探测活动中已经成功验证并逐步开始在实际任务中应用, 未来的自主导航技术将成为深空探测技术发展的一种必然趋势. 由于我国测控资源有限, 在我国的深空探测规划中, 发展自主导航技术将显得更为重要. 在我国即将开展火星和小行星探测计划的背景下, 本文综述了国外深空探测自主导航技术研究状况, 以及在一些探测任务中的试验和应用情况, 并对每个探测活动进行了简要概括;其次, 本文调研了国外自主导航系统中所采用的光学敏感器设备;最后, 结合"深空1号"任务巡航段基于小行星的光学自主导航, 分析提出了深空探测自主导航中需要掌握的关键技术, 并对相应的技术在国内外研究情况进行了总结.     

伪卫星/惯性飞机自动着陆导引技术

为进一步提高飞机精确进场着陆导引能力,减少着陆事故的发生,研究了基于伪卫星/惯性组合的自主着陆导引技术.在研究伪卫星布局与数量、时间同步等问题的基础上,利用伪卫星区域定位系统（RPS）与惯性导航组合的定位技术,不仅精度高、工作连续可靠,而且抗干扰能力强.仿真结果表明了该技术的可行性,对保障航行安全具有重要的意义.     

地磁/天文自主导航算法

针对基于轨道动力学方程的天文导航方法的局限性问题,提出了一种利用天文/地磁信息进行飞行器自主导航的方法,建立了适用于一般飞行器的动力学方程,并推导了系统的观测方程。算法采用地磁/星光矢量间的夹角作为观测值,采用扩展卡尔曼滤波方法估计飞行器的位置和速度。应用奇异值分解的方法对系统的可观测性与可观测度进行了分析。仿真结果表明该算法的导航精度较高,滤波收敛性、稳定性较好,误差不随时间累积。可用于惯性导航的辅助导航或对导航精度要求一般的场合。     

一种天文/加速度计的HEO卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当卫星在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合这两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道J2模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度74.8%和速度精度86.2%,增强了系统可靠性。     

基于平方根UKF滤波的轨道机动飞行器自主导航方法

在利用SINS／GPS对轨道机动飞行器进行自主导航的过程中,为提高轨导航精度,将惯导工具误差作为状态变量进行估计,同时考虑了杆臂偏差对导航精度的影响,将GPS卫星的星历误差、对流层误差视为一阶马尔科夫过程,用Allan方差的方法建立了GPS接收机的误差模型。为保证滤波过程中协方差阵的正定性,提高计算精度和速度,应用平方根UKF滤波方法进行轨道机动飞行器自主导航,仿真结果验证了所给出方法的可行性和有效性。     

静止条件下的月球车INS/CNS自主初始化方法

月球车工作前自身初始位置和姿态的确定对提高其导航能力具有重要作用,这一过程也称为初始化,初始化精度将严重影响其后续导航性能。针对月面特殊环境,现有的应用于地面环境的初始化方法不再适用这一问题,提出了一种静止条件下的月球车INS/CNS自主初始化方法。该方法分为粗初始化和精初始化两个阶段,粗初始化主要为精初始化提供初始参数。精初始化则综合利用惯性导航解算得到的水平速度、星光方位矢量和天体高度量测信息,并在考虑加速度计偏置引起的天体高度误差的基础上建立了精确的天体高度量测方程,精确估计月球车的初始位置和姿态。半物理仿真实验表明当陀螺漂移为0.1(°)/h、加速度计偏置为10?g、星敏感器精度为3″时,采用所提方法的初始位置估计精度优于30 m,初始姿态估计精度优于10″,是一种非常有效的月球车自主初始化方法。     

一种航天飞行器的INS/CNS自主导航方案

传统的天文导航方法由于受水平基准精度的制约,难以进一步提高定位精度。针对INS/CNS组合导航方法对水平基准依赖的问题,提出了一种新颖的基于星光折射技术的INS/CNS自主组合导航方案。将惯性系下的非线性惯导误差传播方程作为系统状态方程,将星敏感器测得姿态和星光折射信息作为量测,采用UKF滤波算法,构成全面最优的INS/CNS组合导航。仿真结果表明,星敏感器精度为3″时,导航系统的定位精度优于200 m,姿态精度优于3″,导航定位精度随所使用的折射星数目增多明显提高,且方案在系统大角度误差条件下仍然适用。     

卫星惯性/星光组合自主定姿方法研究

利用星敏感器测量所得的恒星星光方向信息,采用六状态变量推广卡尔曼滤波,得到卫星姿态误差和陀螺漂移误差信息并进行相应的修正。仿真结果表明,这种方法修正效果良好,采用中等精度陀螺组件就可以实现高精度定姿;仿真结果还验证了陀螺随机误差、星敏感器测量噪声和滤波周期等因素对定姿精度的影响。     

伪距/伪距率/双差分载波相位组合导航方法

为了提高组合导航的精度,提出了一种伪距/伪距率/双差分载波相位组合导航方法。通过构造双差分载波相位观测量,以消除组合导航中若干误差源,避免整周模糊度的求解。为了避免组合后误差积累发散,引入伪距/伪距率信息,设计了一种新的滤波器。该滤波器能发挥载波相位高精度和伪距/伪距率包含绝对信息的优势。最后利用GPS实测数据和仿真惯性导航数据进行组合导航试验。试验中对比了伪距组合、双差分载波相位组合等常见组合导航方法。两小时试验结果表明,提出的组合导航方法比传统伪距组合方法的平均水平定位精度高61.13%,方法可行。     

Lunar landing trajectory design based on invariant manifold

The low-energy lunar landing trajectory design using the invariant manifolds of restricted three-body problem is studied.Considering angle between the ecliptic plane and lunar orbit plate the four-body problem of sun-earth-moon-spacecraft is divided into two three-body problems,the sun-earth-spacecraft in the ecliptic plane and the earth- moon-spacecraft in the lunar orbit plane.Using the orbit maneuver at the place where the two planes and the invariant manifolds intersect,a general method to design low energy lunar landing trajectory is given.It is found that this method can save the energy about 20% compared to the traditional Hohmann transfer trajectory,The mechanism that the method can save energy is investigated in the point of view of energy and the expression of the amount of energy saved is given.In addition,some rules of selecting parameters with respect to orbit design are provided.The method of energy analysis in the paper can be extended to energy analysis in deep space orbit design.     

水陆两栖飞机波浪水面上降落耐波性数值分析

在规定的气象水文条件下,水陆两栖飞机起飞和降落的能力是决定其性能的重要因素,即耐波性能。采用ALE方法对流体域进行描述,运用基于微幅波理论的动边界数值造波方法模拟了不同波高和不同波长的动态海平面波浪,通过添加质量阻尼的消波方法抑制了固壁边界反射波对造波结果的影响,并采用罚函数耦合方法描述飞机与水体的耦合作用,研究了水陆两栖飞机在不同海情条件下波浪面上降落的纵摇运动、升沉运动以及底部压力等运动学和动力学特性,分析了水陆两栖飞机入水波浪的波长及波高对水陆两栖飞机耐波性能的影响,为飞机结构设计、水上降落操作规则制订及水陆两栖飞机耐波性物理水池试验提供参考。     

Disturbance observer-based autonomous landing control of unmanned helicopters on moving shipboard

Nonlinear Dynamics - In this paper, the autonomous landing control issue on moving shipboard is investigated for unmanned helicopters subject to disturbances. The issue is studied by stabilizing...     

基于鲁棒滤波的无人机着陆相对导航方法

针对无人机在移动平台上进行起降时的相对导航问题,提出了一种基于鲁棒高阶容积滤波的惯导/视觉相对导航方法。建立了相对导航系统模型,基于无人机与移动平台之间的相对运动给出了系统的相对惯导方程,并针对系统中传感器的量测特性给出了导航敏感器的测量方程。针对相对导航系统非线性较强且量测噪声不符合高斯分布等问题,在高阶容积滤波的基础上,结合Huber-based量测更新方程,设计了鲁棒高阶容积滤波相对导航滤波器,该方法具有较高的估计精度,且对混合高斯噪声有鲁棒性。相对姿态采用四元数表示,为保证四元数的归一化,在设计相对导航滤波器时采用修正的罗德里格斯参数表示姿态误差。仿真结果表明,该方法可以准确地给出无人机与移动平台之间的相对位置、速度和姿态信息,且估计精度高于扩展卡尔曼滤波、Huber-Based滤波以及高阶容积卡尔曼滤波。     

一种直降式滑橇减震器性能研究

为验证无人机伞降回收系统的直降式滑橇着陆装置的动力学性能,对其着陆缓冲过程进行数学模拟构造了该装置的动力学模型,通过数值求解得出了该装置缓冲过程的动态特性。对其着陆压缩过程的动力学模型进行了简化,计算结果可用于减震器参数的确定。落震试验结果表明:动力学模型能准确模拟着陆装置的缓冲过程;以5m/s着陆时过载仅为6.8g;本文所采用动力学模型的数值求解结果与实验结果一致,误差小于5%。     

历元间载波相位差分的GPS/BDS精密单点测速算法

针对单系统历元间载波相位差分测速出现跳变的问题,提出一种顾及广播星历更新计算卫星钟差的方法。通过当前的历元信息判别卫星钟差的基准,进而消除因历元间基准变换引起的测速异常。在此基础上,分析GNSS系统间偏差对组合系统精密测速的影响,发现系统间偏差对GPS/BDS精密测速的影响基本可以忽略。最后,利用MGEX测站和车载数据进行静态和动态试验,验证GPS/BDS组合测速的有效性。结果表明:动态测速时,GPS、BDS、GPS/BDS的3D均方根误差在0～10 mm/s范围内所占的比率分别约为61%、58%、83%,GPS/BDS组合测速精度和稳定性更优。