基于神经网络信息融合技术的卫星定姿算法

姿态确定系统是卫星姿态控制系统中的重要组成部分,卫星姿态确定的精度直接影响卫星控制精度.为得到高姿态精度,针对由惯性测量单元(Inertial Measurement Unit),红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态确定系统,分别采用BP网络算法和径向基(RBF)网络算法对不同的姿态敏感器的输出数据进行融合,并用STK(Satellite Tool Kit)数据进行了仿真.仿真分析结果表明这两种学习算法均可以提高卫星定姿精度,相对而言,RBF网络无论是精度上还是收敛速度上均优于BP网络.     

单板纳星电源系统能量平衡仿真

能量平衡是微纳卫星电源系统设计和考核的重要要求,在地面通常通过数值仿真进行评价。介绍单板纳星电源系统结构和特点;分别对太阳电池阵、蓄电池组和卫星负载进行数学建模;结合卫星姿态动力学进行能量平衡仿真,仿真结果可以实时反映卫星的功率变化、电池容量和能量平衡情况。电源系统在轨试验数据与仿真结果基本一致,证明所建模型是正确的,仿真方法有效。     

利用星载相机成像信息进行卫星姿态确定的方法(英文)

随着卫星定姿精度要求的日益提高,仅用常规卫星敏感器已经不能满足高精度定姿要求,针对该问题,提出一种利用星载相机的单点成像信息进行卫星姿态确定的算法,根据相机成像原理推导出卫星姿态角与像点位置的关系,结合数字相机的特殊成像方式,建立了用误差四元数描述的线性相机测量残差模型,并给出联合常规姿态敏感器进行联合姿态确定的方案.仿真结果证明星载相机的信息的引入使得稳态姿态估计精度由0.002 6°提高到0.000 69°,并且加快了滤波收敛速度.     

多敏感器卫星姿态确定的卡尔曼滤波器设计

针对陀螺、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态确定系统 ,采用四元数方法建立卫星姿态确定模型 ,并采用卡尔曼滤波器进行信息融合。仿真算例结果表明 ,该方法能够确定出满足精度要求的卫星姿态参数     

控制力矩陀螺的动态扫描成像卫星姿态控制

针对卫星动态扫描成像任务中的姿态控制问题,建立卫星姿态动力学模型,分析动态扫描成像任务对姿态控制的特殊需求。结合动态扫描成像任务需求提出一种典型的姿态机动方案,对姿态机动过程所需控制力矩进行估计。基于期望力矩和星体实时姿态设计一种俯仰机动控制律,并提出五棱锥构型陀螺群的操纵方案。针对某动态扫描成像任务卫星,对提出的控制律进行数值仿真。仿真结果证明所提方案可以满足卫星动态扫描成像的姿态控制要求。     

制导火箭弹非线性最优预测姿态的控制器设计

为了提高制导火箭弹的控制效果,基于最优控制理论,提出将非线性预测控制方法应用于火箭弹姿态的控制器设计.根据火箭弹的运动特点,结合弹箭一般运动方程组,给出了尾翼稳定火箭弹姿态动力学模型.以舵偏角为控制变量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律,并设计了姿态控制器.在控制时域一定的条件下,利用6自由度弹道模型仿真分析了控制阶数对制导火箭弹非线性姿态控制器的影响,得到控制阶数对非线性最优预测控制影响的定性规律.仿真结果表明:该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,可基本实现无差控制.     

采用多敏感器相互校正的卫星入轨姿态计算方法

针对卫星与运载分离后,由于星上姿态测量敏感器未开机或不具备工作条件而无法获悉初始入轨姿态的问题,设计了采用多敏感器相互校正的入轨姿态计算方法。建立运动学方程,结合陀螺测量角速度信息和星敏感器首次测量有效姿态,采用信赖域方法进行非线性优化求解,由后向前反向推算姿态;提出一种由模拟太阳敏感器测量对日姿态到对地姿态转化的便捷方法,由模拟太阳敏感器测量对日信息,采用本体系太阳矢量与星敏感器测量信息建立联系,达到了利用太阳敏感器测量信息校正星敏感器推算姿态的目的,最终得到的星箭分离时卫星姿态信息能够与运载方信息吻合。将入轨后卫星真实姿态与地面模型仿真结果对比,验证了模型的正确性,为后续卫星设计和飞行程序设计与改进提供了重要依据。     

基于GA的模糊PID控制在质量矩导弹系统上的应用

针对三轴稳定的质量矩导弹姿态控制系统,提出了一种基于遗传算法进行参数寻优的模糊PID控制方法。在建立姿控系统数学模型的基础上,首先设计了姿态控制的优先级函数,然后根据实际的姿态控制系统,设计了遗传算法的性能指标函数和具体的优化策略,最后给出了模糊PID控制器的设计思路。仿真结果说明了该方法的有效性。     

采用终端滑模控制实现交会对接逼近段姿态跟踪

针对交会对接逼近段追踪器的姿态控制问题,采用反馈线性化理论推导了非线性姿态动力学方程的相变量模型.基于导出的姿控模型,引入模型误差和随机噪声,结合终端滑模控制理论,给出了能够在有限时间内完成姿态跟踪,并使状态跟踪误差收敛的控制律的设计方法.对具有扰动项的系统,仿真结果仍能满足交会任务对时间的要求,且姿态角跟踪误差趋于0,说明控制律对相变量系统的姿态跟踪控制具有较好的鲁棒性.     

反作用轮低速特性观测补偿方法

反作用轮在现代高精度卫星姿态控制中占据着重要的地位。但由于反作用轮工作于低速状态,其转速过零时摩擦力矩的非线性特征将会对姿态控制精度产生较大的影响,并影响卫星运行寿命。基于Dahl摩擦模型建立了直流电机驱动的反作用轮系统数学模型,在此基础上设计了用于改善反作用轮低速性能的补偿观测器,并将其应用于三正交结构姿态控制系统。数字仿真说明此方法可以有效地抑制反作用轮低速摩擦产生的扰动,从而大幅度改善卫星姿态控制精度及其姿态稳定性。最后探讨了该观测器方法同变结构控制方法的综合应用前景。     

基于MEMS的微型无人机姿态仪的设计

姿态测量系统是无人机设计中的关键部分.尤其是对于载荷很小的微型无人机,姿态测量系统就更有研究的必要.设计了由微机电技术(MEMS)传感器组成的姿态测量系统.该系统由三轴磁阻传感器、三轴角速率陀螺和三轴加速度计组成.通过测量载体的动态加速度和角速度进行姿态解算.采用双矢量参考,利用Kalman滤波技术,得到动态的姿态数据.针对微小型无人机的高机动性特别进行了优化.该系统体积小、重量轻、功耗低、无长期漂移.测角为航向、俯仰、滚转.和原有同类系统相比,动态条件下精度大为提高.     

基于SOPC的陀螺星敏感器姿态确定系统

为了提高姿态确定算法的计算速度,通过对陀螺星敏感器姿态确定算法的详细分析,设计出了基于SOPC(System On a Programmable Chip)系统的卡尔曼滤波处理器.在该处理器中,对算法进行了软硬件代码划分.软件部分采用Nios II IDE编程环境进行编写和编译,硬件部分采用硬件描述语言进行构造.通过S...     

基于DSP的直流电动机控制设计

论述了一种采用数字信号处理器(DSP)TMS320LF2407A为微控制器的直流电动机控制系统,将传统的PID控制与模糊控制相结合,提出了一种新型的模糊PID智能控制方法,其主要内容涉及模糊控制器的硬件电路构成和软件编程设计。对该系统进行了计算机仿真实验,从仿真结果可知,以TMS320LF2407A为核心的数字控制系统调速系统具有良好的控制性能,不仅能够满足实时控制的要求,易于实现先进的控制策略,而且该设计方案电路简单、可靠性强,具有较高的应用价值。     

某型舰炮火控系统建模与仿真

简要介绍了某型舰炮火控仿真系统的训练、教学和和科研功能设计方案,硬件组成和必需的软件模块.在对一批空中目标拦截的战术设定情况下,给出了作战仿真流程图,列出了我舰及目标运动状态和姿态、噪声仿真、系统解命中、射击效果在线评估等数学模型.最后指出在建立数学模型时新的跟踪机制、解命中体制和滤波外推算法是三个技术难点,而在仿真过程中必须注意分布式、可视化和时钟统一等关键技术.     

Agent的多传感器管理方案

多Agent系统(Multi-Agent System,MAS)以其智能性和交互协作等优点在分布式系统中得到了广泛的应用.火控系统组网就是通过把分立的火控系统通过某种网络结构连接起来,以提高火控系统的整体性能,是一个典型的分布式系统.以火控系统组网为背景,将Agent技术应用于组网系统中的多传感器管理,并采用了基于角色的任务分解思想.提出了基于多Agent的传感器管理结构模型,分析了各个组件Agent的功能.     

某型飞机大气数据系统设计

大气数据系统是重要的机载电子设备,其性能、精度直接关系到飞机的飞行安全.在介绍某型号飞机大气数据系统的软硬件体系结构的基础上,从三个方面深入研究了提高大气数据系统精度的途径:大气数据计算模型;基于BP神经网络的压力测量温度误差补偿方法;一种计算型静压源误差补偿方法.其大气数据系统系统性能稳定,结构紧凑,速度快,精度高,软硬件升级简单.试验证明其大气数据系统能很好满足某型号飞机的使用要求.     

三轴磁强计姿态确定

卫星的发展趋向于微小型化 ,研究小型化、廉价和中等精度的自主导航系统是非常必要的。利用三轴磁强计量测的地磁场矢量在仪表坐标系中的分量 ,通过卡尔曼滤波器可以确定低轨道卫星的姿态。根据卫星姿态动力学模型和地磁场模型可推导卫星姿态确定滤波模型 ,进一步提出低轨道卫星姿态确定的滤波算法。仿真算例结果表明 ,三轴磁强计定姿方案可以满足中等姿态精度要求 ,在低轨道卫星自主导航中具有良好的应用前景。     

太阳观测卫星的数传天线波束及其指向设计

针对三轴稳定对日指向姿态的太阳同步轨道卫星,提出为获得最大对地数据传输时间的天线波束设计及布局方案。根据某型太阳观测卫星的轨道姿态设计方案,建立数传天线对指定地面站的天线波束指向仿真模型;使用卫星工具包STK仿真软件,分析不同波束角方案及其可能的指向对数传时间的影响,发现了对日指向卫星与对地指向卫星在数传时间上的不同规律,找到最优的天线波束布局来获得最大的数传时间;根据星载数传能力与不同天线波束宽度之间的关系,获得传输数据的最佳天线波束宽度,为这类卫星数传天线的波束设计及其布局提供设计依据。     

空间双体系绳系统展开阶段末端星姿态动力学分析

为了研究空间系绳系统展开过程中末端星的姿态运动,采用第二类拉格朗日方程建立系统展开及末端星角运动的数学模型,分析展开阶段末端星的姿态动力学特性。建模时将系绳末端连接的母星与子星视为尺寸不可忽略的刚体,且母星质量远大于子星质量,系绳视为有质量的刚性杆。利用该数学模型可以分析系绳系统的展开过程,研究影响末端星姿态运动的主要因素,包括姿态角初始扰动以及末端星动/静不对称性。仿真结果表明,系绳展开时末端星姿态角初始扰动及动静不对称性可能会导致姿态角失稳,出现系绳缠绕星体的情况。仿真结果可以为展开阶段末端星姿态控制提供参考。