检索结果-内蒙古大学图书馆

空间科学学报 2009年第5期29卷 515-521页

作者：谷德峰朱书博易东云国防科学技术大学理学院长沙410073

针对分布式SAR卫星编队星间基线的高精度确定问题,提出了基于轨道动力学模型的分布式SAR卫星编队CDGPS相对定位方法。根据CDGPS原理及基于轨道动力学模型的星间相对定位原理,在CDGPS测量的基础上,引入轨道动力学模型提供的先验约束信息... 详细信息

针对分布式SAR卫星编队星间基线的高精度确定问题,提出了基于轨道动力学模型的分布式SAR卫星编队CDGPS相对定位方法。根据CDGPS原理及基于轨道动力学模型的星间相对定位原理,在CDGPS测量的基础上,引入轨道动力学模型提供的先验约束信息,对长弧段的观测数据进行解算,克服了运动学逐点解算方法在观测几何较差或观测数据不足情况下无法应用的缺点。此方法能够有效抑制测量中的随机误差,提高相对定位精度,提供了一种可实现mm量级星间基线确定的技术途径。通过仿真计算验证了动力学方法的有效性。计算结果表明,动力学方法可以显著提高相对定位精度。相对于运动学方法,前者L_1固定解的精度提高了68%,而消电离层固定解的精度提高了95%。

关键词：分布式SAR 基线 CDGPS 轨道动力学模型

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一种考虑扣件弹条扣压状态的车辆-轨道动力学模型的构建方法

一种考虑扣件弹条扣压状态的车辆-轨道动力学模型的构建方法

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作者：时瑾马登科陈云峰王英杰崔胜男齐浩南闫子权 100044 北京市海淀区上园村3号

本发明提供了一种考虑扣件弹条扣压状态的车辆‑轨道动力学模型的构建方法：利用有限元理论建立精细化的扣件系统有限元模型，对钢轨施加轮轨力，分析钢轨垂向运动时扣件弹条和轨下胶垫的运动状态，计算扣件在不同扣压状态下的扣压刚度... 详细信息

标准号: CN118194501A

本发明提供了一种考虑扣件弹条扣压状态的车辆‑轨道动力学模型的构建方法：利用有限元理论建立精细化的扣件系统有限元模型，对钢轨施加轮轨力，分析钢轨垂向运动时扣件弹条和轨下胶垫的运动状态，计算扣件在不同扣压状态下的扣压刚度；建立改进的扣件系统动力学模型；运用多刚体动力学原理建立车辆系统动力学模型；建立考虑不同扣压状态下的扣压刚度的线路系统动力学模型；最后利用轮轨接触关系建立车辆与线路结构耦合联系，采用分离迭代法求解系统动力响应。本发明突破了扣件系统采用线性弹簧‑阻尼单元模拟的传统思维，充分考虑了扣件系统在实际服役过程中表现的非线性力学特征，为真实模拟扣件对钢轨的扣压作用提供了实现手段。

关键词：扣压扣件系统扣件动力学模型钢轨弹条轨道动力学模型轮轨接触关系非线性力学刚体动力学车辆系统传统思维垂向运动轨下胶垫系统动力线路结构线路系统线性弹簧运动状态真实模拟阻尼单元耦合迭代法精细化元模型求解构建轮轨施加响应分析改进表现

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基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备

基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备

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作者：张宇曹建峰段建锋孔静崔晓峰盛庆轩段成林张尧李勰 100094 北京市海淀区5130信箱

本发明公开了一种基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备.其中，该方法包括：获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构... 详细信息

标准号: CN114912249A

本发明公开了一种基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备.其中，该方法包括：获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型，结合上述三个动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。本发明解决了相关技术中地球时空参考系统不再适用探测器在不同阶段的动力学模型构建，导致分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化的误差较大的技术问题。

关键词：飞行阶段探测器构建轨道动力学模型动力学模型飞行参数星体参考系分析探测器动力参数参考系统电子设备轨迹分析巡航飞行地心地球环绕时空飞行

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低轨道持续机动目标大气阻力与机动力解耦方法及其装置

低轨道持续机动目标大气阻力与机动力解耦方法及其装置

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作者：刘卫石晟玮罗冰显刘四清马岩钟秋珍师立勤 100190 北京市海淀区中关村南二条1号

本发明属于航空航天数据解耦处理技术领域，具体地说，涉及一种低轨道持续机动目标大气阻力与机动力解耦方法及其装置，包括：步骤1)选取某低轨道持续机动目标，获取不同空间环境下的连续轨道跟踪监测数据；步骤2)将每个空间环境下的连... 详细信息

标准号: CN114861385A

本发明属于航空航天数据解耦处理技术领域，具体地说，涉及一种低轨道持续机动目标大气阻力与机动力解耦方法及其装置，包括：步骤1)选取某低轨道持续机动目标，获取不同空间环境下的连续轨道跟踪监测数据；步骤2)将每个空间环境下的连续轨道跟踪数据等分为n段，获得n段数据；步骤3)构建该机动目标的轨道动力学模型；步骤4)对等分的每一段数据，扣除外界因素，仅保留机动力和大气阻尼力因素，得到每一段数据的轨道半长轴变化量和升交角距变化量；步骤5)构建轨道半长轴优化目标函数和升交角距优化目标函数；采用最优估计方法，得到每一段数据的机动力在沿轨道方向分量和机动力在径向分量；并分别进行整合。

关键词：段数据机动力机动目标优化目标函数空间环境连续轨道半长轴变化量低轨道构建交角轨道动力学模型大气阻力跟踪监测跟踪数据轨道方向航空航天径向分量数据解耦外界因素最优估计阻尼力轨道解耦整合扣除保留

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某自旋微小空间飞行器运动过程研究

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南京理工大学学报 2014年第3期38卷 385-389页

作者：刘赟王浩陶如意朱德龙中国电子科技集团第二十八研究所江苏南京210007 南京理工大学能源与动力工程学院江苏南京210094 南昌陆军学院江西南昌330103

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算... 详细信息

为研究某自旋微小空间飞行器入轨运行一周的运动情况,建立各主要坐标系描述飞行器的运动状态。考虑较高轨道的空间环境因素对飞行器运行过程的影响,建立了飞行器轨道动力学模型和基于欧拉方程的姿态动力学模型。采用双欧法进行仿真计算,得到了飞行器入轨运行一周的轨道和姿态参数情况。结果表明:高轨道空间空气密度极低,飞行器主要受地球引力、太阳辐射压力及大气阻力的影响,靠自身旋转稳定,运动轨迹近似圆形,运行一周后轨道增高4.66 km,滚转角和偏航角产生波动,变化小于±0.04°;俯仰角随时间逐渐增大,变化幅度近似360°。

关键词：空间飞行器环境因素轨道动力学模型欧拉方程姿态动力学模型双欧法轨道参数姿态参数空气密度地球引力

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基于“日-地-月”信息的卫星自主轨道确定

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高技术通讯 2002年第4期12卷 88-91页

作者：黄翔宇崔祜涛荆武兴哈尔滨工业大学航天工程与力学系哈尔滨150001

研究了基于“日地月”信息的卫星自主轨道确定的方法。非星食阶段 ,利用日地月测量信息 ,结合星上存储的日月星历确定卫星位置矢量 ,并以位置矢量为观测量 ,运用广义卡尔曼滤波实时确定卫星轨道。星食阶段 ,选择合适的轨道动力学模... 详细信息

研究了基于“日地月”信息的卫星自主轨道确定的方法。非星食阶段 ,利用日地月测量信息 ,结合星上存储的日月星历确定卫星位置矢量 ,并以位置矢量为观测量 ,运用广义卡尔曼滤波实时确定卫星轨道。星食阶段 ,选择合适的轨道动力学模型进行轨道预报。通过数学仿真 ,验证了这种自主定轨方法的有效性。

关键词： “日-地-月”信息自主轨道卫星自主定轨卡尔曼滤波位置矢量轨道动力学模型卫星导航

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卫星自主导航系统中非线性滤波算法研究

卫星自主导航系统中非线性滤波算法研究

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作者：李敏哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

卫星在太空中运行的时候,会受到许多的外界的干扰影响,这些干扰有的是已知的,有的是未知的,这使得卫星轨道动力学模型不能精确描述出来,这些不确定性可以描述为噪声的统计特性不确定、模型不确定性和随机干扰等。另外,随着星上的测量传... 详细信息

卫星在太空中运行的时候,会受到许多的外界的干扰影响,这些干扰有的是已知的,有的是未知的,这使得卫星轨道动力学模型不能精确描述出来,这些不确定性可以描述为噪声的统计特性不确定、模型不确定性和随机干扰等。另外,随着星上的测量传感器大量增加,而星上通信能力有限,有时候测量数据可能会发生延迟到达信息处理中心。因此,实现卫星自主导航需要研究当非线性系统中存在上述几类情况当中的一种或多种问题情况下的非线性滤波算法,为此,本文做如下研究:研究测量噪声为有色噪声且测量噪声和过程噪声相关的情况下的非线性系统滤波问题。首先将有色噪声处理成白噪声,然后利用最小方差滤波准则设计最优滤波递推计算框架,随后采用Unscented变换和平方根分解来进行计算滤波估计值和协方差矩阵,最后将该方法用于基于星光仰角测量的卫星自主导航系统进行仿真验证,仿真结果表明是有效的。考虑系统存在外界干扰的非线性系统滤波问题,提出了一种改进的强跟踪平方根分解UKF算法。首先分析了强跟踪滤波算法的不足,然后针对存在的问题进行改进,采用两个多重自适应调节因子克服了单个多重自适应调节因子不能完全保证协方差矩阵对称正定的问题,采用Unscented变换计算自适应调节因子避免了Jacobian矩阵的计算,采用改进的平方根分解进行递推计算增强了滤波算法的稳定性和计算效率,最后将该算法用于基于星光仰角测量的卫星自主导航系统进行仿真验证,仿真结果表明是有效的。研究了非线性系统的鲁棒滤波算法,针对噪声不确定性和滤波器模型误差的情况,提出了一种鲁棒UKF算法。首先,理论分析了其滤波误差协方差矩阵上界,给出了其计算步骤;然后,采用Unscented变换进行滤波估计值和协方差矩阵的计算;最后,将该方法应用于基于脉冲星测量的卫星自主导航系统仿真,仿真结果表明是有效的。针对存在滤波模型误差、模型不确定性以及乘性噪声和加性噪声混合的多样性噪声情况,提出了一种鲁棒EKF算法,首先,利用数学方法分析了其滤波误差方程及滤波误差协方差矩阵,从而给出了滤波误差协方差矩阵上界的计算方程;其次,通过优化滤波误差协方差矩阵上界设计出滤波器状态增益矩阵;最后,将该方法用于基于脉冲星测量的卫星自主导航系统进行仿真验证,仿真结果表明是有效的。研究了具有随机测量延迟情况下的非线性滤波问题,考虑系统存在随机干扰的情况、模型误差、乘性噪声和加性噪声混合的多样性噪声,设计出一种自适应鲁棒EKF算法。首先,分析滤波误差模型,通过引入两个不同的多重自适应调节因子,找到滤波误差协方差矩阵的上界,然后通过优化其上界设计滤波器状态增益矩阵,使得滤波器满足两个性能指标,自适应调节因子利用残差的估计值来计算。最后,将该方法用于基于光学导航相机和星敏感器测量到的卫星自主导航系统当中进行仿真,仿真结果表明是有效的。

关键词：轨道动力学模型导航信息测量模型卫星自主导航非线性滤波强跟踪滤波鲁棒滤波

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一种自由返回轨道求解方法和装置

一种自由返回轨道求解方法和装置

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作者：彭祺擘李海阳周晚萌李泽越陆林吕纪远李兴永 100094 北京市海淀区北清路26号院

本发明涉及地月空间航天器轨道设计与求解技术领域，具体提供了一种自由返回轨道求解方法和装置，包括：初始化预先构建的圆锥曲线拼接模型中的配置参数，并求解预先构建的圆锥曲线拼接模型，得到设计参数的初始解；将所述设计参数的初... 详细信息

标准号: CN116050157A

本发明涉及地月空间航天器轨道设计与求解技术领域，具体提供了一种自由返回轨道求解方法和装置，包括：初始化预先构建的圆锥曲线拼接模型中的配置参数，并求解预先构建的圆锥曲线拼接模型，得到设计参数的初始解；将所述设计参数的初始解作为预先构建的高精度轨道动力学模型中设计参数的初始值并求解所述预先构建的高精度轨道动力学模型，得到设计参数的高精度解；本发明提供的技术方案实现简单、收敛速度快，且有效解决了当前自由返回轨道高精度计算需要合适初值的问题。

关键词：设计参数求解构建轨道动力学模型返回轨道圆锥曲线初始解拼接方法和装置航天器轨道精度计算配置参数有效解决初始化自由收敛

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一种基于监督学习的火星探测飞行轨道精确计算方法及系统

一种基于监督学习的火星探测飞行轨道精确计算方法及系统

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作者：刘宇曹赫杨陆丹萍马瑞孙建党朱庆华 201109 上海市闵行区中春路1555号

一种基于监督学习的火星探测飞行轨道精确计算方法及系统，以无线电测量误差及轨道参数估计偏差构建监督机器学习SML的学习变量集，以轨道确定偏差构建目标变量集，利用先前的测定轨数据对该SML进行训练，得到更精确的火星探测器飞行轨... 详细信息

标准号: CN111382514A

一种基于监督学习的火星探测飞行轨道精确计算方法及系统，以无线电测量误差及轨道参数估计偏差构建监督机器学习SML的学习变量集，以轨道确定偏差构建目标变量集，利用先前的测定轨数据对该SML进行训练，得到更精确的火星探测器飞行轨道参数估计值与预测值。需要建立简化的火星探测器环火轨道动力学模型；构建火星轨道监督机器学习模型MO_SML；利用之前的火星探测器飞行轨道测定轨数据构建训练数据库，对MO_SML进行训练；以训练好的MO_SML模型计算待估计时刻的火星探测器飞行轨道参数的精确估计值。本发明回避了难以精确建立了高精度火星轨道动力学模型，在不增加观测量的条件下，大大提高火星探测器飞行轨道参数的估计及预报精度。

关键词：火星探测器飞行轨道构建火星轨道轨道动力学模型计算方法及系统机器学习模型动力学模型无线电测量训练数据库参数估计估计偏差轨道参数轨道确定火星探测机器学习模型计算目标变量数据构建观测量监督回避学习预报预测

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执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法

执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法

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作者：张凯姜怀远胡志坚付金宇李理 150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号

本发明公开了一种执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：建立执行器受限航天器交会控制系统的轨道动力学模型，并得到相应的状态空间方程；步骤二：建立参量Lyapunov方程和动态事件触发... 详细信息

标准号: CN115686048A

本发明公开了一种执行器受限航天器交会系统的动态触发有限时间控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：建立执行器受限航天器交会控制系统的轨道动力学模型，并得到相应的状态空间方程；步骤二：建立参量Lyapunov方程和动态事件触发机制，设计执行器受限情形下的基于动态事件触发机制的线性反馈控制律，保证在节省通信资源的情况下追踪航天器和目标航天器在有限时间T₀内完成交会任务。本发明针对执行器受限的航天器交会控制系统，通过参量Lyapunov方程，设计基于动态事件触发机制的控制律，并保证在追踪航天器和目标航天器在有限时间T₀内完成交会任务的同时，证明最小触发时间间隔的存在，也就是避免Zeno现象的发生。

关键词：交会受限动态事件触发航天器目标航天器追踪航天器控制系统控制律参量轨道动力学模型触发时间间隔状态空间方程动态触发时间控制通信资源线性反馈保证

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