基于模糊自抗扰的索网天线容错振动控制研究

针对空间索网天线型面振动控制中部分作动器故障影响天线型面精度的问题，基于天线动力学模型设计一种模糊自抗扰容错控制方法。首先，建立天线型面的振动动力学模型，包括天线振动动力学模型、形状记忆合金作动器动力学模型和作动器故障模型。然后，设计模糊自抗扰控制容错振动控制方法，在作动器未发生故障的情况下，抑制天线型面的振动；在作动器发生故障的情况下，降低故障对天线型面精度的影响，实现容错控制。最后，对设计的容错控制算法进行仿真分析。仿真结果表明，模糊自抗扰容错控制方法不仅在作动器未发生故障时能将型面扰动降低93%,而且将三个作动器故障对型面精度的损失控制在4%。该天线型面振动容错控制方法对作动器故障干扰具有良好的适应性。     

基于深度神经网络的航天器姿态控制系统故障诊断与容错控制研究

针对传统航天姿控系统故障诊断与容错控制诊断精度及控制分配效率较低的问题,提出了一种基于深度神经网络的航天器姿态控制系统故障诊断与容错控制方法。以控制力矩陀螺为执行机构的航天器发生执行机构故障工况时,所提出的方法可保证鲁棒的姿态控制。首先,利用三个异构深度神经网络实现传统容错控制器的故障诊断、姿态控制和力矩分配等功能,建立了全神经网络的智能自适应容错控制器架构。然后,对三个神经网络的网络层数、神经元数目和激活函数等参数进行优化调整,对比分析了神经网络参数对控制器性能的影响。最后,对所提出的新型控制器在控制力矩陀螺发生故障时的控制精度和鲁棒性进行了仿真验证。仿真结果表明,对于具有冗余控制力矩陀螺的航天器,提出的方法不仅能在单一陀螺故障下实现高精度的容错控制,也能在发生多陀螺故障时保证一定的姿态稳定控制。     

使用SGCMGs航天器滑模姿态容错控制

基于滑模控制与自适应理论,对使用单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的刚性航天器的被动姿态容错控制问题进行了研究。首先建立了含有陀螺框架转速故障的系统数学模型。然后将框架转速直接作为控制量并应用滑模控制理论设计了容错控制器,同时控制器中还设计了自适应律对故障信息和干扰进行估计。由此,可在故障和干扰的先验信息未知的情况下,实现对航天器无故障和有故障情况下的姿态稳定控制,且具有较强的鲁棒性。最后,对2种构型单框架控制力矩陀螺群的不同故障模式进行数学仿真,验证了该控制方法的有效性和可行性。     

基于WPI的多操纵面飞机积分滑模容错控制

针对含位置和速率限制、故障重构存在误差和时滞下的过驱动飞行器损伤故障的容错控制问题,提出了一种基于动态自适应加权伪逆法(WPI,Weighted Pseudo Inverse)的积分滑模主动容错方法.采用指令限制模块对饱和控制信号及瞬时干扰进行限制,设计了动态自适应控制分配律逐步减小指令饱和,同时通过故障估计值修正控制分配律来直接补偿气动力损失,降低了故障对系统稳定的影响;设计积分滑模律实现了含重构不匹配和时滞的稳定控制.仿真结果表明,所设计的控制器能快速准确地跟踪参考指令,对时滞具有较强的鲁棒性,同时对损伤故障具有较强容错能力.     

导弹增量式自适应容错控制系统设计

导弹在实际飞行中存在气动参数不确定、执行机构故障等问题,从而对导弹飞行控制系统稳定性与操控能力造成严重影响。为此,设计一种增量式自适应容错控制方法,在实现导弹安全控制的同时,兼顾姿态控制算法时效性与可靠性。建立面向控制的三通道耦合姿态动力学模型;考虑系统不确定性和执行机构故障,基于增量式动态逆方法设计导弹被动容错控制律;基于自适应滑模控制与增量式动态逆方法,设计增量式动态逆自适应容错控制律,并对系统残差进行分析比较;通过某典型全弹道姿态跟踪任务,验证舵面故障下的姿态跟踪特性。仿真结果表明:所提方法在故障未知的情况下,能够保证飞行控制系统的鲁棒性与容错能力,实现导弹的安全可靠控制。      

一种星载控制计算机智能容错方法

  深空探测任务对星载控制计算机的智能性、环境适应性和自主性提出新的需求。介绍目前星载控制计算机容错方法的进展情况,提出可进化硬件容错这种可用于星载控制计算机容错设计的智能容错方法,给出该方法的三种实现结构,即并行结构、串行结构和具有故障检测功能的串行结构,并对各种结构进行分析和比较。最后,用仿真验证平台验证了串行结构的可行性和容错性。     

总线容错机制及其验证方法

卫星系统广泛采用容错技术以提高系统的可靠性,而总线通信的稳定性和可靠性对于系统任务的成功至关重要．工程研制中,通常采用总线容错技术对系统通信故障进行识别和屏蔽．介绍了基于故障仿真技术的总线容错机制验证方法,包括故障规格分析技术、故障用例生成技术和故障仿真技术,利用该方法对某星载软件的总线通信功能进行了容错测试,验证了方法的有效性和实用性．     

基于误差空间的航天器姿态反步容错控制

提出了一种基于误差空间的航天器姿态反步容错控制方法,以反作用飞轮作为航天器的执行器,在考虑反作用飞轮存在安装偏差及故障的情况下,仍可保证航天器姿态的稳定性。首先,基于Lyapunov稳定性原理,根据系统机械能变化构造了具有普遍性的Lyapunov方程。通过反步递推方法,得到了适用于航天器存在执行器偏差及故障情况的普遍性的容错控制方法;然后,通过误差空间拓扑所得的误差函数描述了势能误差。从几何层面上看,这是描述势能误差的最短路径选择,从而得到了基于误差空间的反步容错控制方法。因此,在对航天器进行姿态控制时,该方法可以迅速调整增益,使得系统姿态误差迅速收敛至零,从而有效减少系统响应时间;最终,通过对考虑执行器偏差及故障情况的航天器姿态控制系统使用不同的控制方法进行数值仿真,验证了该方法能够在执行器故障情况下依然保持系统姿态的稳定,且具备良好的响应速度。     

空间索杆铰接式伸展臂故障树分析

结合空间索杆铰接式伸展臂的应用环境, 在分析空间索杆铰接式伸展臂组成和展开原理的基础上, 建立以伸展臂展开失效为顶事件的故障树, 分别对其进行定性及定量分析, 获得各底事件的失效概率、概率重要度和关键度结果, 确定引起伸展臂展开失效的主要因素. 结果表明驱动力不足、 角点滚轮卡死、精度失效是影响伸展臂正常展开的主要因素, 据此提出了相应的改进措施, 为空间索杆铰接式伸展臂的展开可靠性分析提供了依据.      

航天器被动检漏技术

提出了被动检漏的概念;并对航天器被动检漏的要求、国内外状况以及各种气氛分析方法进行了系统地分析,指出了航天器被动检漏可采用的技术;最后就中国航天器被动检漏急需解决的关键技术进行了分析。     

磁异常干扰下基于约束策略的仿生导航方法

地磁场异常将会在导航空间中形成极值区域,扰乱磁趋性运动行为,容易造成基于搜索的地磁仿生导航方法陷入局域极小,使得载体迷失航向难以逃离异常区域,最终导致导航失败。针对这一问题,提出了一种基于行为约束策略的导航搜索方法,通过约束搜索行为强制载体扩大探索范围,进而摆脱异常区域干扰,促使载体进入正常地磁场环境。利用磁趋性统计特征与多目标函数的收敛状态构建行为约束的触发及终止条件,将磁趋性历史数据中较好的样本作为约束行为,实施导航搜索行为约束。伴随载体的移动,实现对进化种群的时序更新,最终引导载体到达目标位置,完成导航任务。仿真结果表明,该方法能够有效克服磁场异常环境对地磁仿生导航的干扰,完成导航任务,并能够有效提高远程自主导航的成功率。      

基于最小割集排序的航天器故障定位方法

针对故障树分析结果,根据Fussel-Vesely重要度值在0.5附近的基本事件优先考察的原则,区分最小割集,并对它们进行失效影响概率排序.应用该方法可有效地反映各最小割集引起顶事件发生的可能性大小,达到指导故障隔离、修复,提高诊断速度和诊断效率的目的.      

多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题探讨

与航天运载器类似,航天器也可以有单级与多级之分。一个多级航天器是由几个具有动力装置的航天器经串联而成的组合体。本文研究这类航天器的最优变轨问题。多级航天器在有限推力情况下的最优变轨问题,实质上属于多级最优控制问题。本文应用多级最优控制问题的求解原理,讨论有限推力情况下,两级航天器在两共面圆轨道之间的两类最优转移问题,给出了确定最优推力程序和最优转移轨迹的定解方程和定解条件,特别考察了级间分离时刻应满足的条件。本文给出的原理同样适用于非圆形、非共面轨道之间的最优转移问题。     

模式识别技术在卫星敏感器系统故障检测中的应用

一个长寿命卫星需要有高可靠性和安全性。由于单个元件的寿命期有限,通常利用冗余备份技术。这样就出现了故障检测问题。本文利用统计摸式识别中的wald序贯判决法对卫星敏感器系统进行故障检测。对一个具体的系统模拟表明,这种方法是可行的。     

国外载人航天器故障诊断技术

详细介绍了故障诊断技术在国外载人航天器故障诊断中的应用及发展过程，并对专家系统技术进行了重点分析和介绍，国外载人航天器故障诊断经历了60年代简单的状态监测（水星号），70年代的基于算法的诊断（阿波罗），一直到80年代的基于知识的智能诊断（航天飞机），三个阶段，还介绍了NASA为其航天飞机主发动机透平泵和空间站电源系统开发的故障诊断专家系统，并对航天领域故障诊断技术特点进行了综合分析，同时指出了航天领域故障诊断技术的发展趋势。     

航天运载器磁悬浮助推发射关键技术

以航天运输为背景,研究了磁悬浮助推发射的磁悬浮、直线电机、空气动力影响和运载器分离发射等关键技术问题.通过磁悬浮系统比较,确定高温超导体EDS(Electrodynamic Suspension)系统是适合的磁悬浮技术方案,在单元静、动态实验测试基础上,研究其基本静态悬浮导向性能和刚度、阻尼特性,并建立缩比研究试验平台以评估磁悬浮系统的综合性能.通过分析2种直线电机类型及优缺点,确定双边感应直线电机是适合磁悬浮发射系统的一种直线电机加速方式,并确定脉冲磁流体发电的能量供给方案.通过磁悬浮发射空气动力影响分析,优化设计磁悬浮发射装置气动外形和气动布局,得出其基本气动特性,并提出利于实现系统俯仰力矩平衡的气动翼控制方案.研究了运载器同时滑离导轨式定向器分离发射方案,并通过动静法计算分析得出运载器从定向器滑轨上成功分离所需具备的基本动力学参数.      

外测系统突发性故障的诊断方法研究

外测系统突发性故障的检测与诊断在航天测控中有十分重要的意义。基于动态测量数据的容错处理技术, 建立了三组实用的过程故障诊断方法： 无须建模的容错平滑器方法; 基于模型拟合的容错辨识方法; 基于状态空间模型的有界影响滤波方法。这些方法既可用于对测控网跟踪质量的事后分析也可用于（准） 实时在线处理。仿真计算结果显示, 这些方法不但能够以１００％ 的准确率检测出脉冲型故障, 还可快速有效地检测出任何形式的关联型故障, 准确率达９８％以上。     

空间目标一维距离像重构的线性规划方法

高分辨一维距离像是空间目标故障诊断与识别的重要手段。针对典型的空间目标 ,文章采用稀疏成份分析法研究了一维距离像的超分辨重构和特征提取问题。将处理实信号的基寻踪方法推广到复信号 ,并利用约束最小二乘解提出了一种次优的距离像重构算法 ,实现了空间目标散射中心的有效分离。数值结果验证了其合理性和有效性。