基于数据库和三维哈希表的运载火箭飞行时序自动判读技术

运载火箭每一次模拟飞行试验会产生大量的飞行时序,为了验证飞行过程的正确性,系统人员要花费大量的时间和精力进行判读,且由于受主观影响,判读的可靠性较低。本文以应用在某新型运载火箭控制系统中的飞行时序自动判读技术为背景,介绍了一种新颖的时序自动判读技术,该技术利用数据库和三维哈希表实现了时序的实时定位和全自动判读,不仅满足了时序在飞行过程中的实时自动判读需要,也为飞行结束后的分析提供了可靠的判读结论,减轻了时序判读人员的工作量,提高了箭上软件的可靠性。     

RLV末端能量管理段三维鲁棒制导方法

针对传统可重复使用运载器(RLV)末端能量管理段(TAEM)制导方法在精度和实时性方面的不足,提出了一种三维鲁棒制导方法,提高扰动情形下的返回精度。首先,转换RLV时域制导模型为以高度为自变量的等效模型,设计基于滑模控制理论的制导算法,根据运载器当前状态生成满足动力学、末端和动压约束的状态轨线及制导指令;输入指令至RLV时域制导模型,一个制导周期后根据当前飞行状态更新制导指令,抵抗气动、大气及质量偏差等扰动。标称和扰动两种情形下的仿真验证了制导方法的性能。     

时序动作质量确认方法研究与实践

飞行试验前,开展质量复查工作对确保型号飞行试验成功起着重要的作用,但多年来的经验也显示出这种事后复查方法也存在一些缺点和不足。基于此,提出了一种正向质量确认方法——时序动作质量确认方法,并对时序动作质量确认方法的内涵、工作流程和应用实践情况进行了介绍,该方法是一种以飞行时序动作为牵引,以飞行试验成功为着眼点的质量管理方法,能够提早辨识和发现问题,对提高飞行试验成功率有积极作用。     

飞机供电系统的实时健康管理

采用健康管理系统在飞机飞行过程中对供电系统进行实时评估及监测是十分必要的。设计一个采用分布式参数采集、中央数据汇集及实时处理的飞机健康管理系统,该系统采用千兆以太网直连及时分复用方式,在实现高速传输电源特性参数的同时,保持了数据的同步及时序。直接利用硬件根据电源健康模型对参数进行实时处理,可完成对供电系统健康状态的评估及实时监测。     

基于构件的运载器控制系统飞行软件框架研究

面对运载器控制系统飞行软件功能复杂、研制周期短的现状,如何保证软件质量,提高研制效率已成为当前的研究重点。本文在分析现有运载器控制系统飞行软件功能要求的基础上,从数据流和控制流两方面提出了基于构件的控制系统飞行软件框架,该框架采用分层控制体系结构模式,有效地提高了飞行软件的研制效率和质量。通过实际应用验证,该框架对控制系统飞行软件设计具有一定的实用价值和借鉴意义。     

返回式卫星火工品点火控制电路监测器

简要介绍了返回式卫星火工品的种类和点火控制电路的组成,并重点叙述了用于地面综合测试时监测火工品点火控制电路状态的监测器的设计思路、原理和使用情况。     

高分多模卫星飞行程序设计及验证

高分多模卫星(GFDM-1)兼具高分与敏捷特性,具备多种敏捷成像模式,同时具备自主任务管理功能。其飞行程序设计具有在轨工作模式多样、工作状态复杂且耦合性强等特点,首次采用天地一体的自主任务管理方式进行飞控实施。因此,在飞行程序设计中重点开展了事件时序设计和优化,合理设计并行时序并综合采用多种执行方式对事件流程进行优化,实现快速状态建立;针对卫星设计和敏捷特点分析,识别太阳翼展开及捕获跟踪、多模式高频度的载荷任务规划、中继数传模式等关键事件,对其开展地面仿真进行设计优化。高分多模卫星在轨应用和验证结果表明:卫星在轨运行良好,各飞行事件有序开展,飞行程序设计合理有效。     

控制系统为“嫦娥”导航

制导与控制系统是运载火箭的大脑与神经中枢,承担着实现运载火箭飞行轨迹、姿态以及轨道精确控制的功能,保证运载火箭沿预定的轨道稳定飞行,确保航天运输器将卫星、飞船、空间探测器等飞行器准确送入预定轨道,降落在指定的位置。在嫦娥三号探月任务中,中国航天科技集团一院控制系统研制团队,担负着运载火箭整个控制系统的研制工作,包括制导系统、姿控系统、箭上综合、地面测发控系统4大系统设计,以及飞行软件、测发控软件编制与验证,仿真试验、综合试验等大型试验。     

PLD技术在激光惯组等效器设计中的应用

为了降低实验成本和风险,参与控制系统仿真实验的激光惯组等效器研制就显得尤为重要。本文阐述如何利用先进的电子设计技术,提升激光惯组等效器的通用性、可扩展性和可移植能力,进而提高其可靠性、降低设计成本。对目前流行的电子设计手段———PLD技术,从器件的选择、HDL、设计流程和方法方面作了介绍,并在此基础上,以激光惯组测量数据处理装置功能模块设计为例,论述了PLD技术在激光惯组等效器设计中的应用,电路仿真及控制系统仿真实验结果表明,PLD技术的灵活使用,对激光惯组等效器集成设计十分有益。     

嫦娥五号探测器系统级电性能测试设计与实践

针对嫦娥五号探测器综合测试中遍历在轨飞行状态引发的全面覆盖难度大,任务剖面及关键环节多引发的模拟飞行及健壮性测试要求高等问题,提出并实践了状态遍历及增量式集成的系统级测试方法,测试设计按照分状态分阶段分剖面的多层次验证策略,探索出了一套从"最基本启动,增量式叠加,分步骤集成"的整体性测试与验证的解决方案,达到了在项目早期将系统验证工作置于真实环境下开展测试评估的效果。同时也解构了探测器组成复杂,器间交互多,器内耦合多的系统级全覆盖难题。引入非侵入式监测技术解决了特定任务剖面及系统级条件下关键动作高保真数据获取的难题。与阿波罗载人登月相比,嫦娥五号探测器系统级测试设计实现了测试与评估可靠性活动在整器研制环节的流程左移,体现了中国航天器研制技术的特点。     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。     

寻的制导系统起伏误差解析模型

目前,对寻的制导系统制导精度的有效计算仅限于数值计算。本文通过对运动学环节的近似处理,得到导弹飞行末端的近似传递函数,该传递函数中不含变化剧烈的导弹、目标相对距离,不仅使系统的阶次降低,而且制导回路开环放大系数变为缓变量Na(导弹有效导航比),可采用系数固化法。据此建立的目标角噪声引起的起伏误差解析模型,具有简单、实用的特点,为寻的制导系统制导精度的计算提供了一种新途径。     

面向非沿迹成像的姿态跟踪扩展观测器滑模控制

针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题,设计一种结合扩展状态观测器的非奇异快速终端滑模控制器。首先根据非沿轨迹成像模型的需求推导卫星姿态参考轨迹。其次,根据由误差四元数描述的跟踪误差运动模型设计了非奇异快速终端滑模控制律。考虑到干扰抑制,引入了扩展状态观测器来观测系统的总扰动,从而降低滑模控制律中的切换增益,削弱系统抖振。然后再用模糊自适应系统对切换项进行在线逼近,柔化控制信号,进一步减振。最后,对具有干扰和参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,结果表明该方法收敛速度快,控制精度高。     

导弹滚动气动系数校验

在导弹研制过程中，飞行控制系统设计是基于计算得到的导弹气动参数作出的，为了提高其计算准确性，提出了一种利用飞行试验数据校验导弹滚动气动系数的方法，为此，首先建立了辨识所需的导弹滚动运动数学模型，然后提出了利用飞行试验数据对导弹滚动气动系数进行辨识计算的方法，由外干扰元法测量，而且是导弹滚动运动的重要驱动因素，因而也被作为一个未知参数的加以辨识，最后给了利用辨识结果校验滚动气动系数的方法。     

Optimal diving maneuver strategy considering guidance accuracy for hypersonic vehicle

An optimal maneuver strategy considering terminal guidance accuracy for hypersonic vehicle in dive phase is investigated in this paper. First, it derives the complete three-dimensional nonlinear coupled motion equation without any approximations based on diving relative motion relationship directly, and converts it into linear decoupled state space equation with the same relative degree by feedback linearization. Second, the diving guidance law is designed based on the decoupled equation to meet the terminal impact point and falling angle constraints. In order to further improve the interception capability, it constructs maneuver control model through adding maneuver control item to the guidance law. Then, an integrated performance index consisting of maximum line-of-sight angle rate and minimum energy consumption is designed, and optimal control is employed to obtain optimal maneuver strategy when the encounter time is determined and undetermined, respectively. Furthermore, the performance index and suboptimal strategy are reconstructed to deal with the control capability constraint and the serous influence on terminal guidance accuracy caused by maneuvering flight. Finally, the approach is tested using the Common Aero Vehicle-H model. Simulation results demonstrate that the proposed strategy can achieve high precision guidance and effective maneuver at the same time, and the indices are also optimized.     

控制受限的编队航天器鲁棒自适应控制

研究了考虑控制受限的编队航天器鲁棒自适应轨道跟踪控制问题。针对航天器编队飞行系统中控制受限、外部扰动和模型不确定性的情况,利用反步控制方法和指令滤波设计提出了一种鲁棒自适应控制策略。指令滤波器用于补偿控制受限对于控制器的影响,同时设计了自适应律对未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。和滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于航天器编队飞行系统的实现。仿真结果表明所设计的控制器既能实现高精度的编队飞行跟踪控制,又能保证控制受限的要求。     

Monitoring of facial stress during space flight: Optical computer recognition combining discriminative and generative methods

Astronauts are required to perform mission-critical tasks at a high level of functional capability throughout spaceflight. Stressors can compromise their ability to do so, making early objective detection of neurobehavioral problems in spaceflight a priority. Computer optical approaches offer a completely unobtrusive way to detect distress during critical operations in space flight. A methodology was developed and a study completed to determine whether optical computer recognition algorithms could be used to discriminate facial expressions during stress induced by performance demands. Stress recognition from a facial image sequence is a subject that has not received much attention although it is an important problem for many applications beyond space flight (security, human–computer interaction, etc.). This paper proposes a comprehensive method to detect stress from facial image sequences by using a model-based tracker. The image sequences were captured as subjects underwent a battery of psychological tests under high- and low-stress conditions. A cue integration-based tracking system accurately captured the rigid and non-rigid parameters of different parts of the face (eyebrows, lips). The labeled sequences were used to train the recognition system, which consisted of generative (hidden Markov model) and discriminative (support vector machine) parts that yield results superior to using either approach individually. The current optical algorithm methods performed at a 68% accuracy rate in an experimental study of 60 healthy adults undergoing periods of high-stress versus low-stress performance demands. Accuracy and practical feasibility of the technique is being improved further with automatic multi-resolution selection for the discretization of the mask, and automated face detection and mask initialization algorithms.     

一种未来大型天地往返运输系统平台气动方案

针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题，分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽气动热防护设计、涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合、嵌套式旋转机翼全速域变体、在爬升阶段将飞行动能转化为高度势能以及再入阶段“跳跃式”盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想，从能量损失速率控制和回收利用等角度出发，开展了一种新型大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计研究。全速域气动力/热性能工程估算以及内/外流整体气动效能初步分析结果表明，该方案可有效满足整个飞行包线内的升重平衡需求，相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势，值得进一步开展深入研究。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则 ,设计了分阶段的归航控制程序 ,该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序 ,构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果 ,包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果 ,同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

基于模糊神经网络的质量矩拦截弹动态逆控制

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法,与广泛应用的空气动力控制相比,可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题,而且,可以提高飞行器的机动性和敏捷性。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理的简化,得到一个耦合的非线性动力学系统。考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题,应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学。然后,设计了拦截弹模糊动态逆飞行控制系统,分别针对快变和慢变子系统,提出了一种基于模糊神经网络(FNN)的动态逆误差补偿方法,可以有效地抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降,提高了控制系统的鲁棒性。仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可以实现拦截弹的飞行控制。