摘要：针对异构多星电磁编队的空间静态构型设计,提出采用精确电磁力模型进行非线性修正的方法,解决了传统方法中由远场电磁力模型造成的构型求解误差问题。考虑编队静态构型设计存在待优化参数较多的问题,基于轨道相对运动方程与电磁力内力特性,可以推导一组关于编队各星质量与空间分布的静态构型必要条件,提出了一种参数降维的四面体构型设计方法,并基于所建精确电磁力模型,对静态构型解进行了非线性修正。针对编队闭环控制问题,设计了包含摄动前馈的滑模控制器,并使用精确电磁力模型修正磁矩,提高了磁矩分配的准确性。仿真结果表明,设计的四面体构型能够满足力和力矩平衡方程,基于精确电磁力模型的修正方法有效提升了构型设计与控制精度。

摘要：探讨了一种针对空间引力波探测任务的在轨无拖曳控制技术,基于未来可行的地心轨道探测任务背景进行分析设计,并对搭载两颗检验质量的在轨无拖曳系统进行航天器与质量块间相对运动动力学及耦合特性建模。同时,初步分析了任务中无拖曳系统指标和摄动,并设计了基于频域H_(∞)最优控制理论的系统相对平动控制律。数值仿真结果表明,当双检验质量在轨无拖曳系统各检验质量按激光测距呼吸角排列时,采用无固定追踪点策略且在非敏感轴无悬浮控制输入的情况下,可以实现航天器对基准点的追踪,并满足系统频域性能指标的要求。同时,每颗检验质量的时域偏移量可以控制在微米级别,从而获得任务所需的纯引力基准。

摘要：无人机集群协同区域搜索能够有效地获取任务区域地面信息,降低环境不确定度。基于区域划分、机群均衡分配以及启发式算法的传统集群协同区域搜索方法依赖于事前设计规则且计算量大,属于不可生成规则算法。考虑任务环境不确定性,算法须满足快速性、智能性和鲁棒性,基于涌现理论的无人机集群协同搜索方法因信息融合能力强、具有高度的智能性而被采用。演化学习算法和强化学习算法是涌现理论中主要组成部分,这两类算法可根据不同的环境和任务生成新的集群行为规则。将系统分析和总结当前无人机集群协同搜索方法研究现状和进展,并据此指出现有研究中的不足以及未来的发展方向。

摘要：针对多四旋翼无人机编队在障碍环境中发生执行器加性故障的编队形成和保持问题,从在线滚动优化角度出发,设计了分布式模型预测控制方法。考虑到四旋翼无人机执行器加性故障的情况,引入Tube集约束以解决执行器故障引起的输入受限问题。同时,考虑到系统状态约束,通过引入自身和邻居四旋翼无人机的假设状态轨迹来设计代价函数。此外,考虑到多四旋翼无人机系统编队中的避障和避碰问题,设计了基于控制障碍函数的避碰避障飞行策略,以确保在执行器发生加性故障情况下,多四旋翼无人机系统能够安全地进行编队飞行。最后,通过对四架四旋翼无人机进行仿真验证,验证了该算法在无故障环境和有加性故障环境下编队控制的有效性和优越性。

摘要：针对空间非合作目标的相对状态估计问题,利用星上量测设备获取的目标飞行器形心的相对状态信息,建立了非合作航天器相对运动的轨道-姿态一体化滤波模型,同时研究适用于非线性滤波问题的混合阶球面单形-径向容积卡尔曼滤波算法(MSSRCKF)。针对该模型状态方程中包含部分线性项、且与非线性项解耦的特性,将应用于线性系统的卡尔曼滤波器(KF)与MSSRCKF进行了融合,提出了线性-非线性混合卡尔曼滤波器(LNLKF)。该滤波器能够对一个滤波方程中线性与非线性的状态变量分别采用与之对应的滤波方式进行处理,有效避免了计算成本的浪费。最后,将L-NLKF应用于非合作航天器的相对状态估计,并与MSSRCKF进行比较分析。仿真结果表明,L-NLKF在保证计算精度的前提下,计算量明显低于MSSRCKF。

摘要：单变量非平稳增长模型(UNGM)与无迹卡尔曼滤波器(UKF)在非线性滤波器的比较分析中被广泛使用。但由于UNGM复杂的特性,在使用UKF进行滤波时会出现基于不同原因的估计失准问题,使得滤波器对比分析的严谨性不足。针对这些问题,对UNGM的复杂特性进行了研究,并提出一种具有滑动采样模块的UKF(SSUKF)。该算法在UKF的基础上进行了优化,对滤波信息进行采样分析并实时修正Sigma点的分布,能够有效应对UNGM的复杂特性。将SSUKF应用到不同参数条件下的UNGM中,并与UKF、自举粒子滤波器(BPF)进行比较。仿真结果表明,SSUKF能够有效解决UKF应用于UNGM时的失准问题,并且计算速度优于BPF。相较UKF,SSUKF更适合作为利用UNGM对非线性滤波器性能进行评估时的基准滤波器。

摘要：为满足航天器相对位姿测量技术的验证需求,需要在地面实现目标航天器与追踪航天器之间相对位置和姿态运动模拟,并获取实时位姿数据。航天器相对运动模拟与相对位姿测量评估系统,采用双机械臂和二维导轨实现对目标航天器与追踪航天器相对运动的模拟;通过激光跟踪仪完成标定,建立了目标航天器及追踪航天器两个运动平台的基座、末端及工具的坐标系和基准坐标系,并给出各坐标系间的转换关系。此外,利用“棋盘格”标定板对航天器相对位姿测量系统进行标定,得到相机参数及目标模型靶标工具坐标系、相机工具坐标系与运动平台末端坐标系间的转换关系。航天器相对运动模拟试验结果表明,相对运动位置模拟精度优于3 mm、角度模拟精度优于0.2°;航天器相对位姿测量技术验证试验表明,航天器相距2 m时,相对位置测量最大误差小于0.045m,角度测量最大误差小于0.417°。试验结果表明,航天器相对运动模拟精度能够满足航天器相对位姿测量评估需求。

摘要：研究了一种3-PUS/S并联机构,在3-PUS/S并联机构中添加一条冗余驱动支链形成4-PUS/S并联机构。主要运用对比分析方法,探究相同条件下引入冗余驱动支链对原机构性能的影响。具体研究内容有:采用空间矢量三角形法建立了两并联机构的位姿方程,得到了运动学反解模型;绘制两种并联机构在相同条件下的工作空间并进行对比分析;运用螺旋理论,得到了两种并联机构的约束雅克比矩阵、驱动雅克比矩阵,并进一步构建了完全雅克比矩阵;研究两种并联机构的静刚度,绘制了两种并联机构刚度矩阵最大特征值分布图谱并进行对比分析;采用朗格朗日方程建立了两种并联机构的动力学模型,在给定机构设计参数和动平台轨迹规划函数后,绘制了两种并联机构驱动力输出曲线并进行对比。最后得到了引入冗余驱动支链对原机构动平台的工作空间范围有略微减小、改善了刚度特性分布情况、提高了刚度、工作精度、改善了驱动性能的结论。

摘要：近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值,通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题,提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义,结合多星编队构型参数的相对运动特性,提出了编队构型参数的设计方法,能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J_2项摄动和大气阻力摄动的长期影响,研究了异构多星编队的相对运动衍化规律,提出了主从形式的脉冲偏置控制,能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真,验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。

摘要：针对面对称高超声速飞行器的飞行姿态控制问题,分析了姿态动力学系统的复杂非线性和各通道间的强耦合特性,建立了高超声速飞行器在离散域上的状态空间模型,得到高超声速飞行器受控飞行下的姿态演化规律;在每个控制节拍中,预测、估计飞行器未来的状态变化及系统误差,根据飞行器姿态受控变化的动力学反演姿态控制指令;针对飞行器模型误差和内、外部扰动所导致的控制偏差设计控制补偿,提出了一种基于模型预测和动力学反演,满足时间约束的高超声速飞行器姿态高精度控制方法。考虑工程实际应用中存在的建模误差,对该方法进行了仿真验证。仿真结果表明该方法具有较好的控制精度和响应速度,对于模型参数的不确定和各种扰动具有良好的鲁棒性。