基于角锥棱镜和面阵CCD的动态基座航向角校准

研究用于飞行器等动态基座航向角校准的大范围、中高精度航向角度测量系统。系统采用2个面阵电荷耦合装置(CCD)检测反射光斑的相对位置,实时测定动态基座航向角,为避免基座晃动的影响,提出了角锥棱镜反射测量方法并设计了整套光路,所需元件少,结构简单,光路调谐简便,适合空中作业。根据预估参数搭建了实验系统,对面阵CCD传感器的检测信号进行阈值分割处理后,采用重心亚像素检测方法,定位精度达到0.4像元大小,航向角度测量不受基座晃动影响,测量精度优于1,′测量范围满足±10,°为应用于外场实验打下了基础。

系泊条件下平台罗经航向校准方法研究

在系泊条件下,为对平台罗经航向进行高精度校准,文章在借鉴静基座条件下航向校准方法的基础上,提出了一种新型方法。经实践证明,该方法能够完成系泊条件下的平台罗经航向校准,并且精度优于传统方法,满足了系泊条件下平台罗经航向校准要求。

室内环境约束的行人航向粒子滤波修正方法

在传统的基于航位推算和卡尔曼滤波的室内行人定位算法中,存在着航向误差累积的问题,这使得位置误差也会不断累积。针对这个问题,提出了室内环境约束的行人航向粒子滤波算法来修正方向误差。首先,将室内地图信息抽象成线段表示的结构体,将地图数据动态地融合到粒子补偿以及权重分配的机制中:其次,通过关联地图数据与待校准样本构建航向自修正机制;最后,通过关联地图数据与粒子落点构建依距离赋权机制。此外,该算法还简化了粒子滤波模型,将航向作为唯一状态量进行优化,在提高定位精度的同时降低了状态向量的维度,进而降低了数据分析处理的复杂性。通过融合室内环境信息,该算法有效地抑制了方向误差的持续累积。实验结果表明,与传统的卡尔曼滤波算法相比,所提算法能够明显地提高行人定位精度和稳定性,在距离为435 m的二维行走实验中,航向误差由15. 3°降低到0. 9°,终点位置绝对误差由5. 50 m降低到0. 87 m。

一种GPS测姿系统的设计及精度分析

为了研究一种适合船用的启动快、全天候、低成本、没有误差积累的测姿系统,根据船体甲板结构布局,设计了一套GPS测姿系统。系统采用4台双频GPS接收机,4天线棱形布局,艏艉基线约33 m,利用GPS载波相位测姿技术确定船舶姿态。海上动态试验时以惯导和光电经纬仪为数据比对基准进行精度分析。结果表明系统已基本达到了全时段测量的能力,其有效数据覆盖率可达94.8%以上,航向角系统误差小于18",纵摇角系统误差小于28",横摇角系统误差小于80"。系统已可作为大型船舶姿态测量的主要测量手段之一,同时由于其航向精度较高,可作为惯导系统航向校准的补充手段。

多高超声速飞行器静态协同再入制导方法

为实现多高超声速飞行器的协同再入,提出一种基于参考轨迹的静态协同再入制导方法。首先以实际轨迹长度代替大圆弧假设,研究了实际轨迹长度与总飞行时间的对应关系,提出采用公共轨迹长度作为协调变量的思路;然后设计了一种双层协同框架,其中协调层将轨迹长度作为协调参数进行协调匹配,执行层依据分配的协调参数完成再入飞行;最后针对协同再入的时间一致性要求,提出一种新的协同逻辑转换策略,将终端时间的一致性问题转化为到达截止时间的状态收敛问题。该方法在能量域内进行公共参考轨迹设计,之后通过时域信息提取在时域内完成公共参考轨迹跟踪,最终实现多成员的协同再入。分别在标称状态与模拟扰动环境对所提方法进行了数值仿真,结果表明,所提方法能够简明实现多飞行器的再入协同制导,具有较好的应用潜力。

新时代与改革开放航向的校准——论我国改革开放40年的根本经验

习近平总书记在党的十九大报告中指出,中国特色社会主义进入了新时代,这意味着改革开放也进入了新时代。如同一艘巨轮行驶在大海上需要不断比对目的地、校准航向一样,改革开放在前进道路上也需要不断比对目标、校准航向。本文结合习近平新时代中国特色社会主义思想和党的十八大以来推进全面深化改革的新实践,从方向和方法论、出发点和落脚点、核心问题、立足点、自主性、党风和社会风气等六个方面,对新时代以来比对目标、校准改革开放航向的内容进行了系统分析和阐述,并指出这种校准既是针对过去工作不足而进行的纠偏和补救,也是根据实际情况变化和形势发展需要而采取的应对措施。

末端能量管理段迭代校正轨道算法研究

针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题,提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态,自动选择直接进场或者间接进场策略,快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导;根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面,并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程,保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道,具有很好的鲁棒控制性能。

基于能量控制方法的航天器TAEM制导仿真

末端能量管理段制导的主要目的是控制航天器的动能和势能,使航天器最终达到着陆段初始要求。采用能量控制方法来设计制导方案,分析了末端能量管理制导的过程及原理,在制导系统引入能量-射程基准剖面,通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天器达到基准的能量状态。将末端能量管理段划分为S-转弯、搜索飞行、航向校正飞行和着陆前飞行4个飞行段进行研究。以某航天器为仿真实例,对末端能量管理段制导过程进行动力学仿真。仿真结果表明所提出的基于能量的制导方案具有良好的制导效果。

一种TAEM段结合迭代校正的轨迹快速生成算法

重复使用运载器(RLV)到达末端能量管理段(TAEM)接口处时,其位置、航迹倾角等初始状态存在大范围摄动的情况,为了使其在此情况下顺利进入自动着陆窗口,提出了一种结合迭代校正法的轨迹快速生成算法.首先根据高度与速度约束生成参考动压-高度剖面,通过跟踪此剖面实现纵向制导;通过跟踪由3个参数定义的轨迹地面投影实现侧向制导,纵向制导和侧向制导可以保证RLV的速度、航迹倾角、航迹偏角、侧向位置满足末端约束.提出的迭代校正算法可以快速确定航向校准柱的位置与最终半径这两个参数用以调整航程,从而保证末端所有状态均满足自动着陆段接口处的边界约束.仿真结果表明:该算法可以根据RLV具体的初始状态,自动选择直接或者间接进场策略,并快速生成可行的参考轨迹,轨迹生成时间4~12 s.该算法使用的数值方法非常成熟与稳定,易于工程实现;与航天飞机的策略相比,该算法不依赖离线计算并存储的若干参考轨迹,可根据当时的状态自主生成新的参考轨迹.仿真结果验证了算法的快速性、鲁棒性与实用性.