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应用遗传算法解决液体火箭发动机减损控制律综合分析这个典型的多目标优化问题,可以解决传统优化方法在该问题中的局限性。分析了遗传算法在解决液体火箭发动机减损控制律综合分析中的具体应用问题,如编码方案、种群设定、适应度函数设计、约束条件处理、选择机制、交叉与变异操作以及遗传算法有关参数的确定等,分别给出了可行的取值参考范围。应用SPEA进行了仿真计算,结果表明遗传算法在综合分析减损控制律时是有效的,为智能技术在液体火箭发动机减损控制中的应用提供了方法探索。 相似文献
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真空热试验中闭环温度控制参数分析 总被引:4,自引:1,他引:3
为了满足航天器真空热试验温度控制的新要求,文章通过对控制参数与温度控制设定目标值之间数值关系的分析与研究,得出通过电阻性加热器加热、以辐射换热为主要加热途径的温控系统对象,最优比例参数Kc值与目标设定温度成近似正比关系,积分参数Ti值可取固定值,微分参数Td对控制动态品质影响可忽略。具有上述特性的系统可使用参数寻找方法:即在真空热试验之前通过热响应曲线套用公式确定该对象的数学模型,然后使用数值分析的方法,寻找最优的PID参数。通过这种预先估计PID控制参数方法,可以改善电阻特性类控温系统的控制品质。 相似文献
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从质量控制角度,分析了某型号惯测组合在总装厂标定中实施质量控制的重点和控制方法,同时提出了需要注意的事项和建议。 相似文献
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通过对某型号火箭薄壁半球零件的加工,对该零件在数控加工时所需的工艺流程的安排、工装的设定、刀具的选用以及数控程序的编制作了阐述。介绍了以这个零件为基础库,加工其它类似半球类零件的情况。 相似文献
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针对航天器集群质心相对运动构形控制问题,提出了一种基于虚拟弹簧阻尼网络的分布式控制方法。航天器间以虚拟的弹簧阻尼器相互连接,弹簧的原长根据期望的相对运动构形来设定。各航天器的控制输入是与其相连的所有弹簧阻尼器的合力。在线性动力学模型和拓扑结构连通且固定的假设下,基于代数图论的方法推导出了闭环系统稳定性条件。对近地轨道上100个航天器形成格点相对运动构形和20个航天器形成时变距离的椭圆构形的实例进行了仿真,考虑了轨道摄动的影响,结果表明,集群通过虚拟弹簧阻尼网络控制可实现期望构形,并能达到厘米量级的构形保持控制精度。该控制方法不改变集群的质心,只需施加很小的控制加速度;仅基于局部的邻居交互,能够适应大规模集群对分布式控制的要求。 相似文献
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针对空间机器人抓捕目标过程中产生的碰撞冲击问题,分析了抓捕瞬态碰撞对机器人系统产生的影响,提出了一种控制力矩能量消耗少、对卫星平台基座扰动小的镇定控制方法,实现了对抓捕目标后组合体系统的镇定控制。首先,利用Kane方法建立了抓捕后的目标-机械臂-卫星平台组合体动力学模型;其次,利用ADAMS软件分析了瞬态碰撞冲击对空间机器人系统的影响,为后续镇定控制策略的设计提供初始仿真参数;采用四次多项式实现了机械臂关节空间轨迹的参数化,设定了基于控制力矩能量与基座扰动的加权目标函数,利用差分进化算法(DE)求解得到满足控制力矩能量消耗小、平台基座扰动少的机械臂关节空间轨迹。最后,利用七自由度空间机器人的数值仿真,验证了所提出方法的有效性。 相似文献
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变轨发动机工作态主动式自旋稳定姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
首先通过对航天器变轨控制的分析,提出了“通过消章消偏综合控制实现自旋稳定姿态控制”的主动式自旋稳定姿态控制方法;随后,分别研究了变轨发动机工作态的消章控制和消偏控制的特点和相应方法;最后,设计并实现了“带消偏约束的消章控制法”。应用该方法对某细长型航天器的变轨发动机工作态进行控制,仿真结果表明,姿态控制的精度较高。 相似文献
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轨道维持与机动的最优控制 总被引:1,自引:0,他引:1
从航天器的轨道运动学方程出发 ,运用线性离散系统最优控制理论 ,提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法 ,建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明 ,本文提出的最优控制方法是正确和可行的 相似文献
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一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法 总被引:1,自引:0,他引:1
为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。 相似文献
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针对参数已知的线性定常二阶系统,本文给出了直接求解Riccati方程的方法,并在此基础上,将方法得到的结果应用到参数未知的线性定常或慢时变系统中,使用估计参数直接求出反馈增益矩阵,提出了一种类二次型最优控制方法,并证明了该闭环慢时变系统的稳定性。 相似文献
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为解决用反馈线性化方法实现卫星姿态滑模变结构控制(VSC)中病态时确定逆矩阵方法的参数导致的控制精度与控制能量间的矛盾,提出将广义逆矩阵用于求解控制律,并给出了广义逆矩阵的求解方法。计算和比较结果显示,该法不仅控制精度高,而且能大幅节约控制能量。 相似文献
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为解决工程中直接使用基于C-W方程的双脉冲法和拉格朗日乘子法时远距离导引精度低,以及分段导引过程复杂和可靠性降低等问题,设计了一种新的冲量计算方法。基于原方法适时引入当前状态和误差信息,继承了拉格朗日法运算简单的优点,并将原开环控制改为闭环控制。仿真结果表明,该法提高了导引精度,同时还充分利用多冲量法的特性实现了更大交会时间范围的燃料最优。 相似文献
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本文在[1][2]基础上进一步探讨了次时间最优控制的改进问题,深入地阐明了次时间最优控制的某些特性后,提出了一个新的改进的设计方法。按照这种方法设计控制系统,不但实用而且可以大幅度提高次时间最优控制的最优性。并用实例比较了各种方法,证明了本文提出的方法的优越性。本文提出的方法应用于工程设计,对于提高系统的最优性是非常有效的。 相似文献
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卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。 相似文献