全球/区域地形和重力异常间相干性分析

利用卫星测高重力场数据仅可恢复有限频段海底地形信息。为定量描述重力-地形间频谱特征，使用EGM2008/EIGEN-6C4全球重力场位系数模型和DTM2006/EARTH2012全球地形球谐系数模型，以及某3°×3°（12°N～15°N,112°E～115°E）真实海域海底地形数据和卫星测高重力异常数据，采用全球/区域地形-重力相干性分析方法，解算分析了全球/区域地形和重力异常表现强相干性频段参考范围。计算结果表明，全球范围地形-重力在120阶～1000阶左右表现强相干性，对应频段范围是25.45 km～210.61 km。同时，重力场元信噪比、非线性项海底地形和地壳均衡均会影响干扰区域地形-重力相干性结果。研究结果可为利用卫星测高重力数据恢复海底地形信息截止频段的确定提供参考与借鉴。     

海洋重力测量误差补偿技术

海洋重力场信息在勘探矿源和导航定位等方面都具有重要意义.进行海洋重力实时测量时,重力仪会受到各种外界扰动力的影响,再加上重力敏感器本身稳定性和惯性平台系统性能影响,重力敏感器的输出需要进行一系列数据处理和补偿后才能得到当地重力异常值,研究了重力敏感器安装角误差标定、零位漂移估计和格值修正等重力数据预处理方法.分析了海洋重力测量数据处理流程,主要包括零点漂移补偿、水平加速度误差补偿、厄特弗斯效应修正、高度修正和噪声滤波处理等.对每个数据处理过程都提出了具体补偿算法,并分析了补偿后的重力测量误差,将以上重力数据处理方法应用到实际重力测量,结果表明重力仪能够准确测量出当地重力值,其精度为1 mGa1.     

以扰动重力为边值条件确定外部扰动重力场

惯性导航系统的精确导航离不开地球重力场信息的支持,然而目前利用扰动重力求解地球外部空间扰动重力场的研究相对较少。针对地球外部空间扰动重力场求解问题,推导了以实际地形面为边界面的利用扰动重力与格林积分公式推求外部扰动重力三分量的公式,给出了利用扰动重力与豪汀积分公式计算扰动重力三分量的表达式。通过数值实验对格林积分法、豪汀积分法与点质量模型法进行了对比分析,结果表明:三种方法均可以在3 km处以优于2 mGal的精度逼近扰动重力三分量。所提出的方法对于地球外部扰动重力场的确定具有一定的借鉴与参考意义。     

惯性定位中扰动重力矢量的影响

惯性定位精度主要取决于惯性元器件的性能和对测线土地球重力场的模型逼近精度。重力场误差(即扰动重力矢量δg)足惯性系统(INS、ISS)的一项主要误差源。本文给出了两个研究δg影响的方法,讨论了不同应用环境中由δg直接及间接引起的各项定位误差的大小及变化规律。最后,讨论了减弱重力场误差影响、提高导航定位精度的几个方法。     

基于层次分析法的重力匹配区域选择准则

重力辅助导航在数字重力图的不同区域,其匹配效果各不相同。为了评价数字重力图各区域的重力匹配效果,给路径规划提供可靠的依据,在对地球重力场的各种特征参数进行归一化处理并且分类统计分析的基础上,运用层次分析法将重力场的局部标准差、经度方向粗糙度、纬度方向粗糙度、经度方向坡度、相关系数进行组合,给出一种新的重力匹配区域选择准则,依据此准则将数字重力图划分为重力匹配的适配区和非适配区。在数字重力图上采用均方差(MAD)和平均绝对差(MSD)算法进行重力辅助导航的重力匹配仿真计算和比较,仿真结果表明,适配区域的匹配导航效果明显优于非适配区域,定位误差小于一个重力格网。     

航空重力匹配定位方法

为了在重力特征显著区域内实现航空重力匹配定位,定义了匹配区重力场模糊度指标作为匹配结果可信度的度量指标,提出了一种基于Monte Carlo方法的重力匹配算法。由于航空重力仪的测量值中包含各种误差因素,使用常用的相关匹配算法估计出的匹配位置往往不是飞行器的真实位置,而是随机分布于真实位置周围。根据这个特点,将地形匹配中的均方差算法(MSD)和Monte Carlo方法结合,形成一种新的重力匹配方法。该方法根据惯性导航系统指示位置从重力图上提取参考重力数据,将重力测量数据进行若干次随机干扰后和参考重力数据使用MSD算法进行匹配,得到若干个匹配位置,取其均值作为最终匹配位置。仿真结果表明,算法在重力场特征显著区域内匹配效果优于常用的相关分析算法。     

基于地球重力场模型的重力匹配数据随机线性化方法

针对惯性/重力/重力梯度组合导航EKF算法中,随机线性化方法不考虑重力场固有属性以及验前随机变量的不确定因素,从而导致真实验后均值和协方差携带较大误差,滤波性能损失甚至发散问题,依据重力、重力梯度本身物理特性,提出基于地球重力场球谐模型的随机线性化方法。进而,为保证滤波实时性,建立了适用于并行计算的地球重力场模型线性化矩阵运算公式,并通过GPU并行方案提高了模型线性化过程的计算效率。某海域仿真实验结果表明：利用重力场球谐模型线性化方法进行EKF滤波匹配,相较于九点拟合法和双二次曲面拟合法的导航定位精度均提高了37.5%以上,可以有效削弱线性化误差,避免滤波发散,提高系统导航定位精度,且线性化耗时优于0.02?s,满足匹配导航实时性需求。     

水下实测重力数据归算

重力场辅助水下导航技术作为一种新的无源导航手段受到各个国家的重视,并逐渐成为研究的热点,但目前的大部分研究主要基于匹配算法和系统总体框架的仿真设计,对于重力实测数据的获取过程和精度缺乏讨论.从工程实用角度出发,对重力场辅助水下导航中的实测重力的数据归算过程进行了详细分析,明确了海洋潮汐和海面地形的计算精度是决定水下重力归算精度的主要因素.鉴于海洋潮汐和海面地形的复杂性,针对潮汐和海面地形在浅海和深海的不同特点,提出了对海域进行分区计算的设想,计算结果证明了该方法用于水下实测重力数据归算的可行性.     

基于空间分布的重力场持续适配能力评估方法

重力匹配导航需要在重力场特征丰富的区域进行,现有的重力场适配性评估方法多针对单条测线或局部区域,未考虑到重力特征的空间分布。为了评估重力场持续适配能力,提出了将重力场适配半径作为评估重力场特征区域空间适配性能指标参数。从适配半径定义出发,阐述了其物理意义内涵,证明了其与匹配测线覆盖全区域的最小辐射半径的关系,并根据适配半径不同分布形态,推导了具体计算方法。适配性评估实例表明,中国南海重力场适配半径为95 n mile,说明重力匹配导航技术在南海范围具有较好适用性。适配半径直接反映了特征区域提供持续重力匹配导航的能力,可作为重力匹配导航系统工程应用重力场持续适配能力评估和航迹规划的依据。     

基于分割嵌套三角剖分的重力场适配区选取算法

重力场适配区选取算法是水下重力定位系统的关键技术之一,直接影响重力匹配算法的定位精度和匹配率,为提高适配区选取算法的准确性,提出一种基于分割嵌套三角剖分的重力场适配区选取算法.首先利用墨卡托投影和重力异常空间校正,将传统重力场栅格信息变换为三维高程信息;再利用分割嵌套的思想,不断从重力场最小环形域中分割出最优三角形,从...     

纯引力轨道检验质量的相对测量技术

纯引力轨道是物体在太空仅受引力作用的运行轨道, 通过构造纯引 力轨道, 可实现超高精度的空间引力探测, 也可为科学实验提供超稳定卫星 平台. 作为纯引力轨道构造的核心, 检验质量的相对测量不仅提供了部分任 务科学数据, 还为航天器平台的跟踪控制提供输入. 首先, 描述了纯引力轨道 的概念内涵, 总结了它在卫星重力测量、引力波探测等方面的应用情况. 其 次, 综述了不同任务对相对测量的需求, 给出了电容式测量、磁感应测量和 光学测量的原理, 总结了各自的优缺点. 根据检验质量的姿态运动, 将检验质 量质心相对状态解算问题分为3 类, 给出了基于检验质量姿态动力学与表面 建模的典型解算模型和质心速度估计方法. 最后分析了非引力干扰的理论计 算、地面实验验证和在轨实验验证问题.      

旋转式重力梯度测量系统试验及数据处理

旋转式重力梯度测量系统采用旋转调制方式求取重力梯度信息。首先,从旋转加速度计的基本原理出发,给出了重力梯度测量系统的主要工作模式;其次,构建了旋转加速度计重力梯度测量系统组成和主要功能模块,提出了采用引力产生装置开展实验室引力梯度测量的试验方案;最后,给出了旋转加速度计重力梯度测量系统的静态梯度试验验证基本条件、试验设备,并开展了重力梯度测量试验。试验结果表明,旋转式重力梯度测量系统在实验室条件下完成引力梯度试验,该系统可以检测优于200 Eu(1 Eu=10~(-9)/s~2)的引力梯度,该系统开展的试验验证为动态重力梯度仪的研制奠定了基础。     

星载原子干涉重力梯度仪测量方法与噪声分析

原子干涉重力梯度仪在星载环境下可获得较长的干涉时间,有效规避了原子触碰容器壁的风险,因此可实现高精度的测量,同时利于星载仪器的小型化。目前原子干涉重力梯度仪地面测量技术成熟,尚未得到空间应用。根据星载失重的特殊条件,提出一种适用于空间微重力环境的原子干涉重力梯度测量方法,并对其测量精度进行了分析。结果表明,在卫星重力测量关注的0.1 Hz以下的测量频带内,星载原子干涉重力梯度仪的潜在测量精度可达到1 mE/Hz~(1/2)。该测量方法为未来原子干涉重力梯度仪的星载应用提供重要的技术基础。     

DYNAMIC MODELING OF MULTI-BODY SYSTEM BASED ON GAUSS'S PRINCIPLE

基于高斯最小拘束原理,以释放中的绳系卫星为背景,建立地球引力场内变长度大变形柔索联系的多体系统动力学模型. 利用基尔霍夫动力学比拟方法将柔索的变形转化为刚性截面沿中心线的转动,使包含刚性分体与变形体的刚柔耦合系统转化为由柔索的刚性截面与刚性分体组成的广义多刚体系统. 由于刚性截面的局部小变形沿弧坐标的积累不受限制,适合描述柔索的超大变形. 文中对此刚柔耦合多体系统导出其在地球引力场中的拘束函数,考虑各分体在空间中相对位置的几何约束条件,利用拉格朗日乘子构成以条件极值问题为特征的数学模型. 将高斯原理用于多体系统动力学的建模,其特点是以寻求函数极值的变分方法代替微分方程,通过数值计算直接得出运动规律. 其形式统一,不随系统拓扑结构的变化而改变,也无需区分树系统或非树系统.对于带控制的多体系统,动力学分析还可根据技术需要与系统的优化结合进行.     

激波诱导下的气体界面不稳定性实验研究

界面不稳定性, 特别是Richtmyer–Meshkov (RM) 不稳定性, 是流体
力学中一项重要的研究内容, 无论在学术研究领域还是工程应用领域都有着
重要的研究价值和应用背景. RM 不稳定性问题自提出以来, 得到了学术界
广泛的关注, 其研究无论是在实验方法、数值模拟还是在理论分析方面都取
得了很大的进展. 在激波管中开展激波与界面相互作用的实验研究, 即研究
界面初始扰动在激波诱导下的演化规律, 是目前研究RM 不稳定性的重要手
段. RM 不稳定性实验研究包括3 个部分, 分别是激波的产生、界面的形成
以及流场的观测. 综述了RM 不稳定性的实验研究进展, 并针对目前研究的
局限性提出了RM 不稳定性今后实验研究的重点和方向: 汇聚激波作用下界
面不稳定性的发展规律; 激波冲击下多种形状及大振幅界面的演化机理; 三
维界面的RM 不稳定性发展规律; 可压缩湍流的形成与混合机理.      

虚拟飞行中气动、运动和控制耦合的数值模拟技术

随着计算机科学和计算流体力学的发展, 以非定常数值模拟为核心, 开展气动/运动/控制等多学科耦合的“数值虚拟飞行” 模拟成为可能. 数值虚拟飞行有助于飞行器设计师在设计之初和整个设计过程中分析和评估飞行器的非线性飞行力学和稳定性与控制性能. 该文综述了国内外数值虚拟飞行中“气动/运动/控制” 耦合的一体化模拟技术的研究进展, 分析了其中的关键科学和技术问题, 重点介绍了气动/运动/控制耦合一体化计算方法, 并介绍了作者在一体化耦合计算方法方面取得的进展及初步应用情况. 最后探讨了数值虚拟飞行中的一些挑战性问题, 并对未来发展趋势进行了展望. 可以预期, 随着E 级计算的到来, 在不久的将来, 数值虚拟飞行将给新型飞行器设计带来革命性的变化.      

双小行星探测轨道动力学研究进展

双小行星系统由在万有引力作用下彼此环绕的两颗小行星组成, 对研究太阳系起源、行星系统演化和行星防御都具有重要的价值, 近年来成为行星科学和航天动力学研究的热门对象, 对双小行星系统的原位探测也即将迎来热潮. 双小行星系统的独特构型和附近的复杂动力学环境为探测器轨道动力学和任务设计带来了全新的挑战, 为应对这些挑战所进行的研究也推动了轨道动力学基础理论的发展. 本文对双小行星探测轨道动力学的研究进展进行综述, 首先介绍了双小行星研究和探测的背景及意义, 简要阐述了双小行星系统形成理论及其附近轨道动力学的研究概况. 其次, 介绍了双小行星系统不规则引力场和相互引力势的建模方法, 进而展示了双星的姿态轨道耦合动力学, 即完全二体问题, 包括双星相对运动的平衡构型和稳定性. 接着, 介绍了描述双星附近探测器轨道运动的限制性完全三体问题的动力学模型, 以及该模型下的平动点、平动点周期轨道、大范围周期轨道、转移轨道和轨道维持等方面的研究进展. 第四部分综述了环绕双小行星系统单颗星的受摄二体问题, 以轨道摄动理论和行星系统中受摄二体问题的研究现状为背景, 介绍了环绕双小行星系统主星的半解析轨道动力学建模与轨道稳定性分析. 之后, 介绍了目前面向探测任务需求和考虑实际约束的轨道动力学研究和轨道设计. 最后, 基于目前研究进展, 分析了面临的若干问题, 对未来双小行星探测轨道动力学及相关技术的发展进行了讨论和展望.      

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主要介绍深空探测中的动力学与控制相关基础性问题，分析研究现状和发展趋势， 尝试提出新的研究课题.     

航空重力与重力梯度测量对惯性稳定平台的需求分析

从航空重力与重力梯度测量原理出发,先后导出航空重力与重力梯度测量的观测方程和测量误差方程,然后依据地球重力场特征和功率谱的相关理论,结合航空重力与重力梯度测量中的GPS定位、惯性稳定平台的指向和稳定性、加速度计和梯度仪的误差模型,分析了航空重力与重力梯度测量对稳定平台的需求,在此基础上以航空重力测量中国外常用的双水獭(Twin-Otter)固定翼飞机的实际飞行参数为例,通过数值计算给出了航空重力测量分辨率达到1 mGal时,对惯性稳定平台的角度指向精度、稳定性和随机漂移的要求分别为0.0005°、0.006°/h/Hz和0.0003°/h;航空重力梯度测量分辨率1 E时,对稳定平台对应的指标要求分别降低为0.5°、0.01°/hr/Hz和0.01°/hr。     

The output torque estimation of MCMG for agile satellites

Studied in this paper are the attitude control law design and the output torque estimation problem of micro control moment gyros （MCMGs） for the agile satellites executing rapid attitude maneuver mission. An algorithm is proposed for estimating the output torques and the gimbal angular rates of MCMGs, which can help engineers to choose reasonable size for actuators so that the cost of satellite can be decreased. According to some special maneuver missions, a numerical example of attitude control system for a small satellite with MCMGs in pyramid configuration is studied, and the simulation results validate the proposed estimation algorithm.