某飞行器姿态控制系统仿真

介绍了某飞行器姿态控制系统数字仿真的实现.根据该姿控系统的组成,以俯仰通道为例建立了通道的动力学和运动学方程,以及相应的控制系统数学模型,给出了仿真流程.仿真结果表明:该仿真系统可定量分析飞行器控制系统参数超差对飞行的影响.     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

三轴稳定遥感卫星姿控系统故障情况下的系统重构

论述三轴对地稳定遥感卫星姿控系统中部分轮子或部分陀螺故障情况下的姿控系统重构。文中论述了只在俯仰通道有一偏置动量轮正常工作，而滚动和偏航通道轮子故障条件下的系统重构。另外还论述了偏航陀螺故障，姿控系统其它部件正常情况下，控制系统采用Whecon原理与PIM控制相结合的设计。以上两种系统重构拟用于实际系统中，经过数学仿真验证，姿控系统在故障情况下能够完成基本任务。     

细长型飞行器双台随机振动试验虚拟试验技术研究

用虚拟激励法、逆虚拟激励法和模态叠加法,建立了方阵控制下的细长型飞行器双台随机振动试验的虚拟仿真程序。对某细长型飞行器双台随机振动试验的试验值与仿真结果进行了比较,试验结果与计算值能较好吻合,验证了计算方法及仿真程序的正确性。在仿真程序中添加循环比较算法,计算出激振位置与控制测点位置最优的组合方案,使试件各部位的振动加速度响应谱型与参考谱型更接近,实现了试验方案优化。     

细长体双自旋卫星消旋主动章动控制动力学解耦的系统仿真

细长体双自旋卫星自旋部分的能量耗散会导致卫星章动运动的发散。利用消旋体的惯性积在动力学上的耦合作用,使消旋电机的轴向力矩通过耦合,产生横向力矩来阻尼章动,称之为消旋主动章动控制（ＤＡＮＣ）［１］。本文提出一种利用动力学解耦的仿真方案,用单轴平台进行细长体双自旋卫星消旋和章动控制的系统试验,验证了系统的可行性。     

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。     

姿控动力装置仿真模拟器研制

为研究某型号导弹飞行中段的姿态控制、验证飞行试验控制系统功能,研制了姿控动力装置半实物实时仿真模拟器系统。与导弹控制系统进行的弹道模飞联合仿真试验表明,该系统功能稳定、实时性高,在仿真试验中发挥了重要作用,实现了姿控动力装置在不同工况下的半实物仿真和数字仿真功能。     

基于GPS/IMU/太阳敏感器的空间飞行器组合姿态确定

GPS定姿是GPS在空间飞行器上应用的一个重要方向 ,本文在建立GPS 惯性组件 太阳敏感器组合定姿系统的非线性模型的基础上 ,采用扩展卡尔曼滤波实现了该组合定姿方案。通过理论分析和仿真结果均验证了方案的可行性。为GPS定姿在空间飞行器的实际应用提供一定的参考。     

月球低重力模拟设备位姿测控系统优化设计

为巡视器地面行走验证试验专门研制了月球低重力模拟设备。在验证试验中需要对巡视器的位姿进行测量,针对这一需求,文章提出了基于双相机的非接触测量方案,同时研制了相应的位姿测控系统,对其硬件和软件进行了优化设计。利用该位姿测控系统开展了巡视器的位姿测量,有效解决了位姿测量和控制过程中的问题。经充分测试验证,系统满足巡视器地面行走验证试验的要求。     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

卡尔曼滤波在卫星姿控系统测试中的应用

为解决卫星姿控系统测试中地面运动模拟器速度稳定度不能满足测试要求的问题,根据卫星姿控系统的测量值和卫星动力学方程输出的姿态参数,用非线性卡尔曼滤波估计和修正测试设备的误差,以减少测试系统误差。仿真结果表明,该法可有效减小由测试设备引入的误差,其姿态稳定度约为0.000 5(°)/s,可满足高稳定度姿控系统测试要求。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

动能拦截器末制导控制系统建模与仿真

对动能拦截器末段拦截的制导与姿态控制系统进行建模和仿真分析。首先建立末制导系统模型,其中包括拦截器结构模型、六自由度动力学与运动学模型、测量模型和制导控制律模型。重点分析了拦截器质心位置误差和发动机推力偏心造成的推力和力矩误差,以及由此造成的轨控系统与姿控系统的相互影响。采用一种分段末制导律,并将基于相平面分析的方法用于姿态控制律设计,以克服干扰力矩的影响。仿真分析表明,采用相应的轨控和姿控方案,能保证系统的稳定性,对目标进行成功拦截。     

变轨发动机工作态主动式自旋稳定姿态控制

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。     

基于能耗最优的卫星姿控系统推力器可重构性设计

针对卫星姿控系统执行机构可重构性设计,提出了可重构性评价指标,并以推力器为具体的执行机构建立了优化设计模型,将遗传算法应用于其最优解的求取。Matlab/Simulink环境下搭建的卫星闭环姿控系统仿真结果表明,设计安装方案无论在故障情况下还是在正常情况下,系统可重构性和控制性能均明显优于其他比较方案,在一定程度上有效地验证了所提优化设计方法和结果的合理性和正确性。     

细长型双自旋静止卫星测控仿真

本文介绍了在计算机上进行细长型双自旋卫星姿态、轨道和重要遥测参数仿真的原理和方案。该方案考虑了卫星章动运动对姿态的影响，根据实时性和精度的要求，模拟卫星实际测控过程，对各种遥测量进行了仿真。基于该方案的仿真程序通过了星地大回路演练的检验，达到了预期的要求和目的。     

同步轨道多星共位位置保持研究

本文对同步轨道多星共位位置保持策略进行了初步研究，阐述了该策略的基本原理及方法，并提出了对卫星姿控系统及地面测控系统的精度要求。     

姿控系统数学仿真CAD软件研究

介绍姿控系统数学仿真CAD软件SMARTMODEL的设计实现和关键技术 ;利用SMARTMODEL软件进行姿控系统建模的方法和步骤以及使用情况和应用前景     

微型反作用飞轮技术

针对微小卫星姿控系统对微型飞轮的需求,设计了一种微小型、长寿命的飞轮.给出了微型飞轮的总体组成.控制电路采用数字量控制一体化设计,电机转子和轮体一体化设计,控制软件实现对飞轮两种工作模式四种工作状态的控制.介绍了轴承组件的润滑系统、预载荷设计和寿命预测,电机组成及特性、定子和转子,控制电路的微控制单元、电动驱动单元、电机电流采样反馈单元、飞轮温度采样处理单元、RS485通信接口电路及其电路元器件选用,飞轮控制软件需求、任务流程和运行模式等关键技术.地面和环境模拟试验考核表明:微型飞轮设计正确,各项性能指标满足微小卫星姿控系统要求.     

单频GPS实时定姿系统研究

介绍了自行研制的单频GPS实时定姿系统硬、软件结构,以及硬件组成和软件设计对GPS定姿系统实时性的影响。然后介绍了定姿系统软件设计过程中对系统可靠性和稳定性的考虑。最后利用该系统完成了GPS实时定姿的静态试验和动态试验。试验表明,系统具有较高的实时定姿精度。该系统可以应用于地面车辆、舰船以及飞行器的姿态确定。