弹射座椅不利姿态控制规律设计

弹射座椅在低空不利姿态下的弹射救生性能是第四代弹射座椅的关键技术,而控制规律算法设计则是姿态轨迹控制的核心问题。提出了一种全新的控制规律设计方法,通过建立弹射全过程的轨迹姿态仿真模型、设计控制参数寻优计算模型,得到离散化的最优控制参数集。利用基于误差逆向传播(BP)算法的多层前馈神经网络模型,获得弹射状态全区间范围内的连续性控制规律算法。以单滚转不利姿态为例,进行了控制规律算法的设计验证。结果表明,采用本文控制规律算法后,弹射座椅在最低安全救生高度性能指标上远远优于多模态控制规律、美俄联合研制的K36Л-3.5型座椅,并基本满足国军际的性能要求。设计方案简单明确,结果算法逼近理论最优值,可以为第四代弹射座椅控制规律设计提供一定的参考意义。      

无陀螺下基于修正罗德里格参数的星体姿态确定

介绍了修正罗德里格参数(MRP),分析比较了姿态表示参数修正罗德里格参数和四元数的算法特点。通过仿真计算,比较了当卫星受一阶马尔柯夫干扰力矩作用和CCD星敏感器为唯一星载角运动传感器时,分别用修正罗德里格参数和四元数作为姿态表示参数,采用UKF(Unscented Kalman Filter)估计卫星航向、姿态及相应角速率的滤波效果。结果表明,用修正罗德里格参数法的姿态解算精度比用四元数法的姿态解算精度高,且计算效率明显优于四元数算法,计算量仅相当于四元数算法的一半,这是由于四元数的规范化条件(即模值为1),在姿态确定中会导致误差协方差阵奇异,而修正罗德里格参数虽然不是全局非奇异的,但是可以通过切换方法解决奇异性问题。     

飞行器姿态角解算的全角度双欧法

为了实现飞行器超机动飞行情况下姿态角的连续解算,将传统双欧法进行了改进.通过引入判别函数使得数值模拟过程中正反欧拉角能一一对应,克服了欧拉方程的奇异性,消除了传统双欧法须限定俯仰为 的限制,从而将正反欧拉角取值范围扩展到了全角度,实现了飞行器的任意姿态角连续解算.采用改进的双欧法数值模拟了飞机斤斗飞行动作,时间积分采用了变步长龙格库塔方法,结果表明该方法简单有效,能得到连续的高精度解.      

弹射座椅的静态舒适性仿真

针对弹射座椅舒适性存在的不足,基于Poser软件,首先以中国男性飞行员尺寸为依据,建立了三维静态人体模型,保证了人体主要部位尺寸的准确性;然后把AutoCAD中的弹射座椅导入3Dmax软件中,结合飞机座舱的几何尺寸及各操纵机构的几何尺寸,建立弹射座椅-座舱操纵机构模型.最后把该模型导入Poser 软件中,利用人机工效学的相关理论,建立弹射座椅-飞行员-座舱操纵机构系统平台模型.在系统平台中对飞行员进行操纵仿真和分析,讨论了影响弹射座椅舒适性的因素并提出了优化设计方法.由于系统平台中参数的准确性和可调节性,提高了弹射座椅舒适性研究的标准化和通用化程度.      

基于(w,z)参数化的微小卫星喷气欠驱动控制

针对欠驱动微小卫星的姿态稳定问题,提出了基于( w,z )参数化的稳定控制方案.( w,z )参数化是一种新的姿态描述方法,它通过两次垂直的旋转来表示卫星的姿态,补充了一次旋转的四元数法和三次旋转的欧拉角法等姿态描述的完整性.采用( w,z )参数化法建立了微小卫星的运动学和动力学模型,并设计了旋转轴稳定、角速率稳定以及姿态稳定等控制律,应用于非对称欠驱动卫星的稳定控制.以采用PWM(Pulse Width Modulation)技术的微型喷气系统作为执行机构进行欠驱动控制的仿真实验,表明了所提出控制方法的有效性.     

混合式惯导系统姿态四元数连续自标定模型

混合式惯导系统作为一种新型惯导系统,具有三轴全姿态物理平台、捷联姿态算法和系统装机自标定等特点。针对以上特点,为提高其导航定位精度,在混合式惯导系统框架角约束方程的基础上,利用姿态四元数代替欧拉角描述混合式惯导系统中三轴物理平台的转动,建立了一种混合式惯导系统姿态四元数连续自标定模型对其进行误差系数标定。针对该模型的特点,对传统的无迹卡尔曼滤波（UKF）算法进行改进,提出了一种基于奇异值分解的四元数无迹卡尔曼滤波（SVD-QUKF）算法进行模型误差系数辨识。仿真和试验结果表明,基于SVD-QUKF算法,四元数连续自标定模型能够以低于1%的相对误差标定出混合式惯导系统所有的误差系数,在标定精度和计算速度上相比基于传统UKF算法的框架角自标定模型都具有一定优势。      

弹射座椅与飞行员系统重心测量技术

为解决火箭弹射座椅人椅系统在弹射出舱后的稳定调节问题,设计研制了新型电子人椅系统组合重心测量设备,建立了组合重心的俯仰累加测量与推导计算方法,并对294名飞行员的人椅系统组合重心数据进行了测量和计算.结果表明,研制的测量设备精确可靠,建立的方法便捷有效,并具有通用性.研究结果已应用于弹射座椅的设计研制中,精度提高了10倍,效率提高了3倍.     

四元数、Rodrigues参数在卫星姿态解算上的对比研究

详细阐述了罗德里格(Rodrigues)参数及改进型罗德里格(Modified Rodrigues)参数与四元数间的关系;推导了Rodrigues参数及改进型罗德里格参数微分方程和姿态阵,提出了后者避免奇异性的方法。通过仿真对以Rodrigues参数及改进型罗德里格参数描述的卫星姿态算法和以四元数描述的姿态算法在计算量和计算精度上进行了详细比较。仿真结果表明,Rodrigues参数和改进型罗德里格参数计算精度相当且计算量上优于四元数。     

基于四元数平方根容积卡尔曼滤波的姿态估计

针对飞行器姿态确定中乘性扩展卡尔曼滤波(MEKF,Multiplicative Extended Kalman Filter)在较大初始姿态误差角情况下存在估计精度低及收敛速度慢的问题,提出了一种四元数平方根容积卡尔曼滤波(QSCKF,Quaternion Square-root Cubature Kalman Filter)算法.在推导姿态确定系统四元数非线性误差模型的基础上,采用容积数值积分理论来计算非线性函数的均值与方差,同时使用平方根的形式来提高数值稳定性;针对四元数规范化问题,采用拉格朗日代价函数法求解四元数加权均值.仿真结果表明:在初始姿态误差较大的情况下,该算法相比较于MEKF以及无迹四元数估计法(USQUE,Unscented Quaternion Estimator),估计精度高且收敛速度快,滤波稳定性好,同时估计时间比USQUE缩短了1/3.     

一种轮控卫星姿态机动变结构控制器

针对小卫星3轴反作用轮姿态控制系统的非线性特性,应用误差四元数来描述姿态运动,将星体大角度姿态机动问题转化为误差四元数的调节问题.利用误差四元数和误差角速度建立滑动模态,并基于Lyapunov定理推导出一种姿态机动的引入角加速度负反馈的变结构控制律.仿真结果表明,该控制律能够提高收敛速度,降低机动过程中角速度的超调量和对起始力矩的要求.同时,在模型参数不确定和有外干扰的情况下该控制律也具有全局稳定性和鲁棒性.      

并联式运载器的垂直发射建模与控制

为了有效控制垂直发射时并联式运载器的运动,设计了一个用于垂直发射的姿态控制方法,首先分析了欧拉运动学方程存在的奇异点,在此基础上给出了采用四元数描述的姿态运动学方程,建立了并联式运载器的姿态动力学模型,其次给出了并联式运载器的推力矢量模型,基于数学模型对推力矢量在不同配置方式下的控制效率进行了比较,最后给出了保证四元数收敛的切换函数,应用变结构控制理论设计了对于满足一定条件的不确定性具有完全鲁棒性的姿态控制律.仿真结果表明了该姿态控制方法的有效性.      

采用变速控制力矩陀螺的航天器姿态跟踪研究

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的航天器姿态跟踪问题.建立了以VSCMG为执行机构的航天器姿态动力学模型, 引入一阶稳定的线性角速度滤波方程, 同时, 根据Lyapunov稳定性定理, 设计了闭环系统的控制律. 利用加权的最小范数解得到VSCMG的姿态控制输入矢量. 提出了表征VSCMG构型的新奇异度量, 在其基础上利用梯度法构建了VSCMG的零运动, 以回避VSCMG的构型奇异, 并使转子转速趋于期望值. 以四陀螺金字塔构型为例进行仿真,仿真结果验证了该算法的可行性和有效性.      

四元数微分方程最小参数解法研究

对一种求解正交矩阵微分方程的三阶最小参数方法进行改造 ,将其用于四元数微分方程求解 ,并对其在捷联惯性导航系统姿态矩阵实时求解中的应用进行了仿真。结果表明 ,其计算精度比经典的三阶Peano Baker数值解法提高 35倍 ,而浮点运算次数则仅为后者的一半 ,对于提高捷联惯性导航系统姿态计算的精度具有重要意义。     

基于Gauss-Newton和UKF结合的微小卫星姿态确定算法

为提高微型低成本姿态敏感器的姿态确定精度,文章基于磁强计/太阳敏感器/陀螺的姿态敏感器配置,设计了高斯牛顿（Gauss-Newton,GN）迭代算法和无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter,UKF）有机结合的微小卫星姿态确定算法,先用Gauss-Newton算法融合磁强计和太阳敏感器的数据,迭代计算最优四元数,然后以最优四元数联合陀螺数据作为观测量,以姿态四元数和惯性系下的角速度为状态量进行UKF,降低观测维数,并将观测方程转化为线性方程,显著减小计算量,同时克服了测量误差对姿态确定精度的影响。     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

轨道要素奇异问题的改进四元数方法

运用四元数方法可以在一定范围内解决描绘飞行器轨道运动时轨道要素的奇异问题。但四元数固有的双值性使得在对运动方程进行积分时,其正负选取很困难。为了解决这一问题,采用了改进约束方程的四元数方法,并用该方法描述了拉格朗日行星摄动方程,然后研究了地球扁率摄动对地球同步卫星轨道的影响。仿真结果表明：当偏心率小于1时,四元数可以很好地解决轨道要素奇异性问题。与改进的春分点轨道要素相比,四元数的方法有着更加明确的物理意义和几何意义,用四元数表示的运动变量方程的计算更为简单,积分计算效率更高,而且其计算误差也能达到精度要求。