摘要：针对低轨卫星面阵相机对空中动态目标凝视成像需求,提出卫星平台根据像面脱靶量进行目标位置估计和凝视姿态规划方法.基于空中动态目标飞行高度的先验知识,以目标地理经纬度和经纬度变化率为状态量,以目标中心像素值为观测量,设计扩展卡尔曼滤波器,实现目标地理经纬度的精确估计和预报.在此基础上,规划卫星姿态和角速度,避免了目标像素噪声和延时对姿态稳定度的影响,并实现了单星对目标位置估计.通过数学仿真验证了所提方法的有效性.

摘要：通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。

摘要：针对含非线性连接的大型桁架式天线,考虑铰链非线性所产生的影响,基于连接子结构模态综合建模方法,建立其低阶非线性动力学模型。在此基础上,将动力学模型转换为分散参数化模型,并考虑状态变量不完全可测因素,设计适用于一致性理论的最优观测器。然后基于图论的思想提出桁架式天线的一致性形面保持控制方法,不仅实现了桁架式天线的高精度形面保持控制,同时对作动执行机构的失效具有容错性。仿真结果表明了所提控制方法的有效性。

摘要：研究了近地卫星基于严格回归参考轨道的轨道保持控制方法:将卫星编队理论引入单星绝对轨道保持控制,提出了"虚拟卫星编队"的概念,分析了卫星轨道相对于参考空间轨迹在轨道摄动情况下的偏离状态及变化趋势,然后根据卫星编队相对运动学,推导出了偏离状态与虚拟卫星编队构形参数之间的对应关系,并设计了以轨道参数超调、偏置及阈值触发为特征的管道保持控制策略。数值仿真结果表明,使用该控制策略能够将卫星轨道保持在以空间参考轨迹为中心的轨道管道内,并且有效减少了因周期性轨道摄动波动造成的管道保持控制量和控制频次。研究成果对于有空间轨迹回归要求的卫星轨道保持控制具有指导意义。

摘要：为解决转动惯量参数未知组合体航天器的姿态精确控制问题,基于无模型自适应控制方法设计了一种不依赖于航天器精确动力学模型的组合体航天器姿态无模型自适应控制算法.首先,基于单输入单输出离散时间系统的数据驱动控制方法推导得出无模型自适应控制方程;然后,将无模型自适应控制方法拓展到组合体航天器姿态控制中,设计应用于组合体航天器姿态控制的无模型控制器;此外,为了缩短控制收敛时间,结合组合体航天器动力学特性,对姿态无模型控制器的控制过程进行优化设计;最后,以在轨服务航天器目标抓捕后的操作为研究背景进行组合体航天器的无模型自适应控制算法和无模型控制过程优化算法的数学仿真,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:所设计的组合体航天器无模型自适应算法有效,能够实现惯性参数未知的组合体航天器的姿态精确控制;且通过无模型控制过程优化设计,可以实现组合体航天器姿态控制过程的快速收敛;同时,该算法具有较高的控制精度.

摘要：低照度图像信息受损严重,会导致失效卫星的位姿估计精度和鲁棒性降低。基于此,提出了无监督生成式对抗网络低照度图像增强模型。生成器以U-Net网络为基础,并设计密集残差连接结构。判别器设计为全局-局部的双辨别器结构,由传统的单一标量扩展为多标量判别。在小样本的条件下,基于进化训练与并行训练方式改进基于SinGAN的数据增广方法。最后,在基于ORB-SLAM位姿初始化的基础上,建立特征信息的局部地图,克服位姿估计对参考帧的依赖;通过关键帧ROI的稠密匹配,建立关于平面法向量和单目相机安装高度的非线性优化模型求解尺度因子;通过闭环检测后的相似性变换,构建关键帧集合的联合位姿图优化方程,实现对位姿矩阵的全局校正。实验结果表明:测量稳定后,低照度图像的姿态角误差最大值为4°,而图像增强后的姿态角误差最大为0.5°;对于以角速度20°/s运动的失效卫星旋转5周,相对静止下的跟踪测量为5周,1m水平方向机动下的跟踪测量为4.5周。可以满足失效卫星相对姿态测量的任务需求。

摘要：针对带有攻击角约束的多导弹同时攻击机动目标问题,提出了一种带有攻击角约束的协同制导律。首先基于平面内的导弹-目标相对运动方程,建立了带有攻击角约束的协同制导模型;其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分:一是基于图论的有关内容,运用有限时间一致性理论设计沿着视线方向上的加速度指令来保证所有导弹与目标的相对距离在有限时间内到达一致,进而保证所有的导弹同时击中机动目标;二是利用非齐次干扰观测器对机动目标的加速度进行估计,并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的终端视线角,即每枚导弹以期望的终端视线角成功击中目标;最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明本文设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。

摘要：针对一类多输入多输出模型不确定系统,提出了一种基于广义模糊神经网络的自适应轨迹线性化控制方法(ATLC)。针对再入机动飞行器(MRV)进行了控制器设计和分析。MRV气动参数存在较大的不确定,这会导致轨迹线性化控制器(TLC)鲁棒性能下降。利用广义模糊神经网络(G-FNN)在线补偿系统的非线性建模不确定,改善了控制器性能。基于Lyapunov稳定性理论,证明了ATLC闭环控制系统的稳定性。仿真结果表明自适应轨迹线性化控制系统在飞行器气动参数大范围摄动时仍具有鲁棒性和稳定性,验证了所提出的控制策略的有效性。

摘要：通过分析算法配准过程提出一种基于主成分分析(PCA)的点云配准策略,对迭代最近点(ICP)算法迭代过程加入PCA配准设计,以解决ICP算法易陷入局部最小值、配准耗时高的问题。首先,利用重心法在首次迭代开始前使参考点云与待配准点云重心重合以达到初始位姿确定;然后,在ICP算法每次进行迭代时,先对待配准点云与参考点云进行PCA,选取其中前三主成分特征向量,通过姿态变换进行对应匹配,使两点云完成初始配准后再利用欧氏距离寻找最近点,完成后续配准过程。选取了经典ICP算法及3种初始位姿确定方法、文献主流算法与提出的迭代PCA算法及3种初始位姿确定方法进行对比分析,结果表明,在前述两种方法都无法配准的情况下,提出算法不仅成功避免算法陷入局部最小,而且获得了较优的速度与精度,迭代次数为10次,耗时19.427939 s,配准误差为2.1932,综合提高了配准性能。

摘要：高分辨率卫星和载荷标校对姿态具有极高的实时性要求,星敏感器测量的是曝光中点时刻的姿态数据,时间同步可以使姿态数据和时间更加精准匹配。首先提出了硬件脉冲信号时间同步设计方法,梳理出硬件脉冲时间同步流程,根据脉冲信号控制星敏感器曝光,对脉冲信号、曝光起始和结束时刻等信号的时序关系进行了详细描述,并给出了基于硬件脉冲信号的曝光中点时刻的计算方法,时间同步延时100ns,时间同步精度达到20ns。随后提出了软件指令时间同步设计方法,梳理出软件指令时间同步流程,并给出了基于软件指令时间基准的曝光中点时刻的计算方法和溢出保护措施,时间同步延时440μs,时间同步精度达到20ns。通过对硬件脉冲信号和软件指令两种时间同步设计进行测试,验证了硬件脉冲信号时间同步计数、曝光时刻、软件指令时间同步、守时计数器等功能。