对接机构综合试验台运动模拟器建模分析

空间对接机构六自由度综合试验台，是对接机构研制所必须的地面试验设备之一，用于对接机构空间对接过程的仿真试验，全面考核对接机构的捕获与缓冲校正能力。利用虚功原理建立了对接机构综合试验台运动模拟器的多体动力学模型，该模型全面地表征了六自由度运动模拟器的动力学特性，且具有简单、通用的形式，对六自由度运动平台的液压驱动系统进行了建模，从而建立六自由度运动模拟器系统模型。在建立该模型的基础上，使用Simulink对运动模拟器的位置跟踪特性进行了仿真分析，结果表明所设计的控制系统满足工程试验的需求。     

小型固体运载火箭运载能力分析

针对控制系统,采用姿控发动机和格栅舵的小型多级固体运载火箭开展了运载能力分析研究.给出了运载火箭飞行方案,提出了一种飞行程序角的工程设计方法.给出了姿控发动机工作模型,建立了六自由度弹道计算和优化模型,采用混合进化算法进行弹道优化,并给出了仿真算例.仿真计算及分析表明,小型多级固体运载火箭满足发射小卫星的运载能力要求,姿控发动机推进剂分配方案合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.     

共轴双旋翼飞行器建模及纵向姿态控制优化

基于共轴双旋翼飞行器六自由度模型及其自身结构特点,建立了相关的动力学模型,并以该飞行器的纵向姿态控制为例,提出了一种带自动修正因子的Fuzzy-PID自适应优化方法。利用Matlab/Simulink搭建了共轴双旋翼飞行器纵向姿态控制系统模型并进行仿真,与传统PID控制和常规Fuzzy-PID控制进行了对比。实验仿真结果表明,该控制方法能够改善系统的静动态特性,具有较好的自适应能力。     

运载火箭推力故障不确定性下轨迹可达包络分析

针对运载火箭突发推力故障且故障存在不确定性的轨迹设计问题,提出了一种基于状态转移张量法(STT)的故障火箭轨迹可达包络分析方法。首先,建立了推力故障火箭的运动模型,通过构建故障火箭轨迹重规划问题,基于序列二次规划法获得了不考虑故障不确定性的重规划轨迹; 其次,基于线性协方差对非线性系统的不确定性传播进行建模,并对模型进行线性化,在此基础上提出了基于SST的运载火箭轨迹可达包络分析方法; 最后,通过与多次蒙特卡洛仿真对比验证所提方法在运载火箭轨迹可达包络定量分析中的有效性。     

基于六自由度模型的弹载计算机闭环仿真系统研究

提出了基于导弹六自由度模型,将弹载计算机置于导弹闭环仿真回路,从而构成对弹载计算机进行考核的半实物仿真方法。通过建立导弹六自由度模型,在分析弹载计算机信号接口和软件特点的基础上,对弹载计算机闭环仿真系统的硬件组成和工作原理进行了论述。通过采用高性能的仿真计算机、实时积分算法、智能化接口设备和基于PCI总线的数据通讯方式几个方面,保证了半实物仿真的实时性。     

基于线性二次滚动时域法的运载火箭发动机推力故障诊断

研究了运载火箭动力系统在推力下降情况下的故障诊断问题。根据简化的六自由度非线性模型，利用扩展卡尔曼滤波器生成残差，采用线性二次滚动时域法估计故障，基于估计向量故障特性准确估计推力下降程度，同时提出利用故障突变方向定位故障的方法。仿真结果表明该方法能够快速检测发动机故障并准确定位。     

基于概率的运载火箭控制系统设计方法研究

针对传统的控制系统极限偏差设计方法导致运载火箭余量大、总体性能下降的问题,综述了基于概率的控制系统设计方法的国内外研究现状,论述了运载火箭控制系统概率设计的基本思想及设计流程,基于概率密度函数建模理论,建立了通过实际控制指令来控制概率密度函数拟合权值的状态空间,并基于最小二乘方法对状态空间中的参数进行了辨识,进而建立了密度函数成型控制模型,提出了基于最优控制理论的运载火箭控制器设计方法,最后通过仿真验证了理论方法的有效性,为我国运载火箭控制系统的精细化设计提供了理论依据。     

运载火箭六自由度仿真原理与实现

给出了运载火箭六自由度运动数学模型，阐述了六自由度数学仿真的一般原理，重点讨论了其工程实现中的关键技术问题，并以某型号为背景进行了制导精度和控制系统稳定性六自由度仿真试验，验证了仿真方案与技术途径的正确性。     

离散相似法在空-空导弹数字仿真中的应用

为满足空-空导弹火控系统解算攻击区的实时性要求，提出一种新的快速仿真方案。在六自由度弹道模型基础上进行合理有效地简化，基于瞬时平衡假设建立了导弹质心运动方程。采用时域离散相似法将导弹质心运动方程进行了离散化处理。通过传统模型、变步长积分模型、气动系数拟合模型和离散模型的仿真结果比较，表明气动系数拟合模型虽然运算速度最快但仿真精度最差，而离散模型不仅能大幅提高仿真速度，还能保证较高的计算精度，从而为空-空导弹攻击区快速解算提供了一种合理可行的方案。     

运载火箭多体动力学建模与仿真技术研究

针对新一代运载火箭结构动力学与控制系统耦合强烈、严重影响火箭的飞行稳定问题,提出一种基于多体动力学虚拟样机建模与仿真的方法,有效解决运载火箭姿态动力学模型地面难以验证的困难。首先阐述了在运载火箭姿态动力学分析中应用多体虚拟样机的基本思路;然后对多体动力学模型与传统火箭姿态动力学模型在建模原理上的差异进行分析,指出引入多体仿真技术的意义;最后针对新一代火箭,提出并实现一种多体虚拟样机建模方法,仿真并验证了新一代火箭姿态控制模型与控制参数设计的正确性。本文的研究表明,航天器系统设计中常遇到复杂的动力学耦合问题,采用多体动力学虚拟样机仿真是一种行之有效的方法。     

桁架自适应结构振动控制仿真实验研究

基于MATLAB/dSPACE综合仿真实验环境 ,在有限元结构分析的基础上 ,在MATLAB/Simulink中进行桁架自适应结构的数学模型搭建和控制方案设计仿真 ,由dSPACE软硬件系统实现自适应结构的主动元件驱动和传感器数据采集 ,从而实现半实物仿真。实验表明基于MATLAB/dSPACE综合实验环境桁架振动受到很好的抑制 ,证明MATLAB/dSPACE试验环境高效简洁 ,控制方法行之有效     

基于Fluent计算的火箭离轨姿态运动仿真与分析

在航天器姿态运动分析中常遇到液体的流动、晃动及流/固耦合等问题,针对这类问题建立精确的数学模型是很困难的,通常需要利用数值计算和仿真手段进行分析。利用用户互动功能(UDF),引入自定义的变量源函数,应用Fluent对运载火箭离轨姿态控制进行剩余燃料的流场数据分析。通过在流体运动方程中加入相关的牵连运动,得到在轨运行状态下贮箱内剩余液体的运动参数和对贮箱的干扰力矩,为运载火箭系统的姿态运动分析和仿真提供运算参数,使得流场的变化与运载火箭的姿态运动相关联,分析各个时刻流场运动状态对箭体姿态的影响。     

磁悬浮飞轮用BLDC系统的仿真方法与实验分析

对以数字信号处理器(DSP)为控制器的磁悬浮飞轮用无刷直流电机(BLDC)系统,提出了一种在Matlab/Simulink中新的仿真方法,并通过实验,分析了该方法的有效性和适用性。通过构建各种功能模块,如无刷直流电机模块、三相逆变桥模块、逻辑换相模块和控制模块,实现了仿真方法;通过使用C MEXS-函数和子系统封装等Simulink模型优化技术,提高了仿真精度和速度。最后仿真和实验结果吻合较好,表明该仿真方法较为正确,对磁悬浮飞轮用BLDC系统的分析和设计具有重要的实用价值。     

反推发动机点火控制高度及其随机偏差分析

文章首先对着陆缓冲阶段、反推发动机工作期间物伞系统的运动方程进行推演,得到反推发动机点火控制高度的显式表达;然后据此显式表达,利用计算机模拟法、借助MATLAB统计工具箱对点火控制高度受各项显式因素的影响进行偏差分析,用均方根方法考虑进非显式因素造成的偏差。     

基于Saber-Simulink的PPT卫星电源控制器联合仿真

本文的目的是通过Saber-Simulink联合仿真来验证作者建立的峰值功率跟踪(PPT)卫星电源控制器的有效性以及这种联合仿真方法的合理性。首先在MATLAB/Simulink中建立卫星电源控制器模型,包括PPT控制器模块,工作模式转换模块以及恒流-恒压(CC-CV)充电控制器模块。结合Simulink和Saber两者的优势,详细介绍了两软件接口定义方法并对基于PPT的卫星电源系统进行联合仿真。仿真结果表明卫星电源控制器工作模式切换正常,Saber-Simulink联合仿真是一种可靠的系统仿真方法,适合用于卫星电源控制器的仿真。     

运载火箭晃动分析中知识模型的构建及应用

为了改变传统方法所实现的运载火箭晃动分析计算程序结构固定、缺乏灵活性、不能根据不同的使用场景自发完成不同计算任务的问题，利用本体理论和方法，将领域知识解决实际问题的过程抽象为决策知识引导应用单元执行的过程模型。根据建立的模型，从晃动分析相关领域知识中剥离出决策节点和应用单元，再通过决策节点重构决策知识，最终实现决策知识引导应用单元完成晃动计算。最后利用本体OWL语言实现决策节点重构决策知识，并开发了基于本体的火箭晃动计算分析软件模块，实现了分析计算知识的公用性、可拓展性和配置灵活性，为快速、智能化的专业分析计算提供借鉴。     

运载火箭模态试验仿真技术研究新进展

针对传统数学模型修改技术无法解决大型工程问题的局限性,为了实施模态试验仿真,提出一套适用于航天器复杂结构模型修改新技术,称之为子结构试验建模综合技术。简要综述在运载火箭模态试验仿真技术方面研究的新进展,并介绍两个应用实例:一是CZ-2E运载火箭全箭模态试验仿真与预示,用介绍的模态试验仿真技术成功地预示运载火箭模态参数,预示的模态与随后进行的实尺运载火箭模态试验所测到的模态非常一致,进而验证介绍的仿真技术的可靠性;另一个是CZ-2F载人运载火箭全箭模态试验仿真,它为箭船耦合动力学分析提供了可靠数学模型与数据。这两个大型工程应用实例说明了运载火箭模态试验仿真技术的工程实用性。     

全向发射状态下运载火箭变结构自适应滑模控制

针对运载火箭全向发射后,系统通道间存在交连耦合问题,提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型;其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法,并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响;最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰,提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实现火箭在全向发射情况下的姿态稳定。