近空间可变翼飞行器在不同飞行段进行模态切换过程中, 由于飞行状态会发生突变, 不同模态下控制器结构参数发生变化, 难以设计一个通用控制器保证两个模态及模态切换过程的稳定性和平滑性。若直接进行两个模态控制器硬切换, 会导致飞行器的控制律参数发生跳变, 从而引起飞行状态发生突变, 影响模态切换过程的稳定性和平滑性, 致使系统不稳定, 造成飞行事故。以爬升段末到巡航段初为例, 设计一种基于惯性环节的快速双幂次滑模切换控制器。首先对切换前后的滑模面进行淡化处理, 得到切换控制律的滑模面, 然后针对新的滑模面设计滑模切换控制律,最后对比分析直接切换和快速双幂次滑模切换。仿真结果表明快速双幂次滑模切换控制方法具有良好的跟踪控制效果

为了提高空间飞行器的快速入轨能力, 满足空间飞行器弹道/轨道设计工作的快速、精确、可靠要求, 对空间飞行器弹道/轨道一体化快速设计方法进行了研究。首先, 对空间飞行器进行动力学建模, 分析弹道/轨道一体化设计需要满足的过程约束和终端约束, 给出空间飞行器的飞行时序; 为保证求解效率, 针对传统的弹道设计数值求解算法进行了创新改进, 综合应用改进牛顿迭代法、Broyden秩1方法和最速下降方法, 保证算法在初值不准的条件下仍能快速收敛; 最后, 研究了一种新的内外多层次求解策略, 同时将弹道段和轨道段分轮进行一体化设计, 进一步提高了算法的可靠性。仿真结果表明, 本文所研究的空间飞行器弹道/轨道一体化快速设计方法可在30 s内实现弹道/轨道设计, 设计精度为0.5 m。该设计算法可靠、快速、精确, 可应用于空间飞行器的快速入轨设计中。

为验证地面紫外探测系统是否能对臭氧层以上的高空高速再入目标探测成像,分析了高空高速再入目标产生紫外辐射的机理以及进行地面紫外探测的可行性,并在国内某多用途飞船缩比返回舱实验中,利用自研紫外光学成像验证设备开展验证实验,获取了40 km以上高空高速再入目标的地面紫外探测图像,依托地面平台成功获取臭氧层以上高空高速目标紫外图像。实验表明,在稀薄大气条件下,高空高速目标可以产生强烈的紫外辐射,利用地面紫外探测器完全可以实现对高空高速再入目标的探测成像,并且能够从背景中有效分离和提取成像目标。对于进一步开展空间紫外探测的实际应用研究和深化紫外探测理论具有十分重要的参考价值。

为实现空间飞行器在高目标星等、像移和光学系统像差等因素影响下的高精度星点定位，提出了一种自适应加权质心细分定位算法。基于最大似然估计推导、建立数学模型并进行仿真实验。结果表明，与质心法、加权质心法及高斯拟合法等传统星点定位算法相比，提出的算法定位精度提高了50%以上，且具有良好的收敛速度，经过5次迭代后，质心定位误差相对较稳定，可以满足实际应用中对实时性的要求。

研究了空间飞行器扫描伺服系统的高精度驱动控制技术。针对有效载荷对地面目标进行扫描时多要求其伺服系统提供高精度的低速性能, 本文提出采用交流永磁同步电机直接驱动伺服系统, 省去中间的减速器传动环节来提高伺服系统的驱动控制精度。 伺服驱动控制系统用现场可编程门阵列(FPGA)作为高速信号处理芯片, 提高信号的处理速度和控制精度; 用高精度的绝对式光电编码器检测转动位置, 提高位置检测和速度的精度; 主电路采用功率线性放大技术, 得到光滑, 力矩脉动小的驱动波形。系统实验表明, 由于该方法采用模拟正弦信号驱动, 在低速时避免了脉宽调制(PWM)驱动信号开关和死区造成的速度波动, 实现了高精度的速度控制, 速度波动范围在1%以内; 得到的电压、电流测试曲线光滑, 无高次谐波干扰。该扫描伺服系统满足动态和静态要求, 为实现空间低速高精度扫描提供了一种新的方法。

传统的红外探测距离模型主要用于地面目标的检测, 载机飞行高度也比较低。在凝视型红外热探测器的基础上, 对临近空间的大气环境进行了详细分析, 建立了背景辐射模型。在此基础上提出了临近空间飞行器的红外探测距离模型, 对红外波段适用范围进行了讨论。计算结果表明, 在临近空间环境下, 红外波段都有较好的探测结果, 在短波下探测时, 背景辐射对其探测结果影响很大。

为了定量分析卫星无源探测技术的定位方式和精度, 对某空间飞行器主动段的轨道估计和误差分析问题进行了研究。基于卫星简化运动方程, 采用四阶龙格-库塔算法对观测卫星任意时刻位置进行解算; 利用最小二乘法对观测数据进行拟合, 保证仿真过程数据的时间一致性; 选取合适的质量和速度模型, 建立空间飞行器基于双星无源探测的主动段三维交汇定位模型和运动方程模型; 基于模拟数据给出估计轨道曲线并对三轴指向误差进行分析, 提出采用改进粒子群算法对差量进行实时计算和空间飞行器轨道修正。仿真结果表明, 经过系统误差修正, 空间飞行器轨道误差降低到1 m级水平。

针对具有类反斜线回滞输入的近空间飞行器系统，进行滑模控制律的设计，以消除回滞特性对系统的影响。首先，通过对类反斜线回滞特性的分析，将其分解为一线性部分和一上界已知的未知非线性部分；然后，通过给定的期望轨迹，设计滑模控制律来消除回滞特性对系统的影响，使得系统的输出跟踪期望轨迹，并利用Lyapunov定理证明系统的稳定性；最后，将所设计的控制律应用于近空间飞行器的姿态控制上，给出了具有类反斜线回滞的近空间飞行器滑模控制律。仿真结果表明，所设计的控制律是有效的。