离散小波变换快速探测卫星机动算法

针对卫星机动直接影响导航系统的导航、定位和授时服务性能,当导航卫星发生机动时,需要对机动卫星单独处理以生成高精度轨道信息。载波相位三差法可用于卫星机动探测,但受差分测量噪声影响,通过多历元累积方式可减小噪声的影响,但其机动探测结果可能受基线选取的影响。基于此提出了一种离散小波变换的卫星机动快速探测及周期确定方法,在载波相位三差模型基础上,提取载波相位三差残差量,挖掘卫星机动开始及结束时刻载波相位三差残差的先验信息,基于多分辨分析的尺度特性对载波相位三差残差进行分解,分解层数由细节系数和近似系数探测结果确定,通过分析不同频率特性的近似系数和细节系数,获取载波相位三差残差隐含的卫星机动信息,实现对卫星机动的快速探测及周期确定。实验结果表明,相比于传统载波相位三差探测方法,离散小波变换法采用单历元处理方式可更快探测卫星机动,且不同基线探测到的机动结果一致,能更准确地探测卫星机动并确定其周期。

一种航天器姿态快速机动及稳定控制方法

针对具有挠性太阳翼板和包括测量噪声、力矩噪声等系统噪声在内的复杂卫星对象,基于特征模型的自适应控制方法,结合多变量跟踪维持控制、逻辑积分控制、逻辑微分控制,设计卫星快速机动快速稳定控制器;进行了实例仿真,仿真结果表明提出的控制方法能够保证卫星高精度的快速机动和稳定控制能力。

快速机动小卫星执行机构研究

为了验证采用控制力矩陀螺作为小卫星的姿态控制执行部件,大幅提升小卫星机动能力的可行性,根据控制力矩陀螺的工作原理,设计了控制力矩陀螺原理样机,并利用单轴气浮转台进行了控制力矩陀螺半物理仿真实验。实验结果表明,控制力矩陀螺作为小卫星执行机构,可使小卫星在8 s内机动20°,机动速度可达2.5°/s,实现了在短时间内完成小卫星大角度快速机动和入轨后快速定姿,为控制力矩陀螺在小卫星上的实际工程应用提供了依据。

坦克分队快速机动协同控制系统构想

作为一体化联合作战体系中重要的陆基栅格节点,坦克分队的快速机动能力对于顺利完成机动突击任务具有重要影响,而坦克分队的机动协同控制则是实现分队快速机动的关键。首先提出一种坦克分队协同控制系统架构,然后对该架构的组成及关键技术进行了探讨和分析,期望有助于提升新型坦克分队的快速机动能力。

高原山地应急卫勤分队摩托化快速机动的组织与实施

以某部卫生营摩托化远程机动至海拔4430 m某高原山地驻训为背景,探讨高原山地自然环境特点,以及组织摩托化快速机动的实施方法。高原山地卫勤分队远距离快速机动的组织与实施繁重复杂,只有牢牢把握充分准备、科学组织、有力保障,才能确保部队能安全、顺利、圆满地完成任务。

使用混合执行机构的快速机动卫星力矩分配算法

针对单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)存在奇异和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)存在框架转速死区的问题,研究了SGCMG与飞轮联合作为执行机构的控制力矩分配算法,以SGCMG功耗、飞轮功耗和飞轮角动量的二次型加权矩阵求和为性能指标,提出了一种形式简洁的混合执行机构力矩分配算法,通过分析,证明该分配算法能够有效的避免SGCMGs的奇异;设计了一种SGCMG功耗加权矩阵的调节策略,解决了SGCMG陷入转速死区的问题,设计了一种飞轮角动量加权矩阵的调节策略,通过对加权矩阵的实时调节实现了对飞轮角动量的管理,解决了飞轮转速的饱和与过零问题。数学仿真结果验证了该力矩分配算法的有效性。

单轴挠性卫星快速机动试验台

为了验证挠性卫星快速机动控制方法,搭建单轴挠性卫星快速机动试验平台.该平台基于单轴气浮台,令柔性板的挠性频率和刚挠耦合系数与真实卫星的接近.平台充分模拟了卫星在太空中的失重和无阻尼环境,被激发的挠性振动在开环情况下衰减很慢,特别适合挠性卫星姿态快速机动试验.初步的试验包括挠性参数辨识试验和姿态快速机动PD控制试验,仿真结果表明升级后的平台将可以验证快速机动控制方法.

挠性卫星快速机动复合控制

文章给出了挠性卫星快速机动复合控制方法,包括前馈和反馈控制。反馈控制消除姿态误差,使得本体完成姿态机动目标;前馈控制柔化和优化参考输入,规避挠性振动。反馈控制采用经典PD控制,而前馈控制采用正弦优化控制。正弦优化控制通过优化正弦序列系数,能同时抑制大量挠性振动(包括低阶和高阶模态)。最后,文章对该复合控制方法进行了数学仿真,结果表明:在动力学不确定性和外界干扰存在的情况下,该方法仍能有效完成姿态快速机动,同时抑制最后的残余振动达到合理的水平。

柔性航天器姿态快速机动的自适应控制方法

研究带柔性附件航天器的姿态快速机动控制问题。根据带柔性附件的航天器的动力学模型推导并建立其特征模型。基于所建立的特征模型设计一种自适应控制方法,该方法设计简单,控制器参数物理意义明确,便于调试,可同时实现航天器的姿态快速机动控制和弹性附件的振动快速抑制。理论分析和数学仿真表明,该方法对控制器参数及被控对象的不确定性有很强的鲁棒稳定性和鲁棒性能,能取得比工程中常用的比例-微分(PD)控制更快的机动速度和更好的控制性能。

对地观测卫星有限推力快速轨道机动优化方法

研究了对地观测卫星在有限推力作用下,快速轨道机动到目标区域上空的优化算法.分析了任务需求并选取两次点火的变轨方法,使算法更具普适性.推导出考虑J2摄动的三维空间的有限推力动力学方程.使用Lambert方法确定有限推力时间变量的取值范围,并在此基础上使用遗传算法进行优化,最终得到时间最优意义的优化结果.通过一个算例对整个优化算法做了验证.结果表明该算法精度高、计算时间短,适用于快速轨道机动任务.

基于特征模型的挠性航天器姿态快速机动研究

刚体卫星的大角度姿态机动可以用常规的四元数反馈控制,当挠性帆板的振动和中心刚体的耦合系数很大时,大角度快速机动后姿态的稳定度较差.结合特征建模理论,设计一种卫星大角度机动的黄金分割控制算法,对三轴带挠性帆板的航天器姿态机动进行仿真,仿真结果表明,机动完成后的控制精度比四元数反馈控制方法的精度高一个数量级以上.

挠性卫星姿态快速机动控制

挠性卫星在快速机动中既要满足快速性要求,又要抑制挠性附件产生的振动。本文提出了一种基于非约束模态方程的方波序列控制方法,并给出了最小机动时间的方波规划方法。该方法不仅保证机动后无余振,而且满足最快机动的要求,此外,由于控制输出为方波,因而适合卫星上的喷气推力器控制模式和飞轮控制模式。最后通过数字仿真验证了方波序列控制的有效性。

带快速大角度机动附件的卫星在俯仰平面内的运动控制与稳定性研究

研究一类带快速、大角度机动附件的卫星本体的控制与稳定性问题。给出了一类附件作快速、大角度机动时卫星在俯仰平面的动力学方程。采用传统的PD控制,并证明了类闭环系统的一类线性时变系统是指数稳定的,同时证明了在有界激励下,该系统仍能保持稳定。最后仿真验证了分析的正确性。

混合法求解考虑路径约束的持续推力快速机动轨道

近地空间航天器快速机动问题中一个必须考虑的现实约束就是机动轨迹不得低于大气层高度,为此给出考虑路径约束的持续推力快速机动问题的处理方法。通过在性能泛函中加入关于路径约束的惩罚项,使原本不再适用的最优控制理论仍然适用,进而可通过混合法完成问题的求解;同时保证了新问题的最优解为原问题的满足路径约束的近似最优解。最后通过数值仿真的结果验证了方法的有效性。

挠性卫星快速机动光滑控制

着力求出一种光滑的正弦序列控制,该控制律执行挠性卫星快速机动任务的同时抑制振动。推导得到挠性振动的解析解,当正弦序列加权系数满足一定条件时,中心刚体自动满足静止-静止边界条件,然后通过非线性规划优化加权系数,得到一组残余振动指标次优解。相关公式表明该优化解能较大程度抑制挠性振动,且相应残余振动对模态参数鲁棒性好。数学仿真在5阶模态挠性对象上开展,结果显示该方法有较强的抑振能力,对频率误差不敏感,且控制方法是开环的,适合作为卫星快速机动前馈输入。

使用固体火箭发动机的快速机动卫星质量矩控制研究

针对使用固体火箭发动机进行卫星快速变轨机动时的姿态翻转问题,提出使用二维质量矩控制技术予以解决。首先分析了喷气阻尼力矩对三轴稳定卫星姿态的影响,随后建立了考虑推进剂燃烧过程的完整动力学模型,并从通道耦合以及扰动力矩角度对模型特性进行了分析;最后利用仿真手段对质量矩控制卫星姿态的可行性进行了仿真分析,同时考察了发动机不同装药形式以及外形尺寸对控制系统操纵性能的影响。结果表明:二维质量矩控制卫星姿态是切实可行的,且短粗型的发动机结构对控制系统设计更加有利。

一种静不稳定无人机快速跃升与俯冲机动控制器设计

针对无人机在快速跃升与俯冲机动中存在的气动耦合、操纵耦合与不确定扰动,以及由于静不稳定性而造成的不稳定俯仰力矩等问题,提出了一种新的鲁棒模型参考自适应非线性逆控制器。首先,通过基于状态反馈的非线性逆控制完成多通道之间的解耦;然后,依据解耦后的线性闭环系统设计鲁棒模型参考自适应控制器,其主要作用是对非线性逆误差与不稳定俯仰力矩进行补偿,并对不确定扰动进行抑制,从而保证无人机在整个快速机动飞行中的稳定性。通过非线性仿真验证了该控制方法在快速跃升与俯冲纵向机动控制中的有效性与可靠性,并与典型的鲁棒伺服LQR最优控制器对比,说明了该控制器的解耦性能以及对于不确定扰动的抑制作用。

机动快速的预备役汽车连

近年来,山西省某预备役团党委'一班人'以适应新的军事变革,积极做好军事斗争准备,保证预备役部队'收得拢、拉得出、走得动、打得赢',着力时执行突发性任务中的车辆征用、技术保障、机动指挥等重点、难点问题进行探索研究。