空间对接动力学试验台控制与精度考核简

空间对接动力学试验台,采用半物理仿真方法模拟两个航天器对接的动力学过程,但试验台仿真周期和模拟器响应滞后会造成试验台仿真精度失真和不稳定,为此提出了基于对接撞击力辨识补偿的控制算法.建立从油缸伸长量到撞击力之间的映射关系,并通过实时辨识来拟合撞击力偏差进行补偿.依据空间对接动力学原理设计试验台精度考核试验,精度考核仿真及试验结果表明,该控制算法有效提高试验台仿真精度和对接过程稳定性.     

对接机构六自由度试验台半物理仿真试验原理

对接机构研制是实施载人航天工程不可缺少的一项关键技术。空间对接机构必须在地面进行充分的对接动力学试验,其中最重的是在六自由度综合试验台上进行的仿真试验。为此,结合目前的研制工作介绍对接机构综合试验台的半物理仿真试验原理。     

空间对接地面半物理仿真台系统仿真研究

 飞行器空间对接地面半物理(HIL)仿真台是进行空间对接技术研究、对接机构地面检测以及对接过程的故障复现等多种用途的关键设备。论文阐述了飞行器空间对接地面半物理仿真台系统建构思想。在此基础上推导出空间对接地面半物理仿真台的空间对接动力学模型。基于物理建模的思想，用SimMechanics工具箱建立了空间对接地面半物理仿真台的机械系统，用Matlab/Simulink建立了控制系统模型，建构了虚拟空间对接地面半物理仿真台。采用滞后补偿等使系统的闭环动态性能达到要求。在空间对接地面半物理仿真台虚拟样机上，采用无阻尼振荡模型对空间对接动力学模型等进行了验证，对空间对接的缓冲过程进行了仿真。仿真结果表明空间对接动力学模型是正确的，空间对接地面半物理仿真台系统的建构思想是可行的。     

空间对接机构缓冲试验台分离性能分析

为了模拟空间的分离过程,在地面上研制了具备五自由度的大型缓冲试验台,以此研究在对接分离过程中运输飞船和空间站相对分离速度、姿态角及姿态角速度等的变化规律。地面五自由度状态试验台获得的试验数据能否代表空间零重力六自由度实际状态,需要对分离试验台做分离性能分析。建立了地面环境及空间零重力环境两种状态下的理论分离模型,对比了两种状态下的分离过程和结果;同时还建立了两种状态下的全数值样机仿真模型,依据某工况下的试验条件,计算分析了运输飞船和空间站在分离过程中的运动特性。从理论和数值仿真两方面阐述了缓冲试验台在模拟分离时的情况,论证了利用缓冲试验台模拟空间状态下两飞行器分离过程的有效性。     

空间机械臂辅助大质量舱体对接阻抗控制方法

针对空间机械臂辅助大质量舱体对接任务中,由于大臂展机械臂柔性、控制误差、机械误差等因素,导致末端位置精度差、对接机构偏离对中位带来的对接困难的问题,提出采用阻抗控制的方法。分析了对接任务中的模拟对接机构的特性,发现其受到的碰撞力与对中位姿偏离方向具有一致性,验证了阻抗控制算法的可行性;针对六维力传感器安装位置距离对接机构较远、惯性力影响严重的问题,提出了六维力信号补偿算法,保证了阻抗控制计算的正确性;进行了仿真实验,结果表明采用阻抗控制算法能在保证对接成功的前提下,有效减小接触力大小。     

空间飞行器对接机构分离的动力学仿真

空间对接技术属于航天工程重要的研究领域,在地面条件下如何实现六自由度对接机构的模拟则是其关键技术之一。本文建立了空间飞行器对接机构在分离过程中的动力学模型,利用MSC.ADAMS/View建立了对接机构的虚拟样机模型并通过动力学仿真得到了系统的动力学响应。最后,结合动力学模型与仿真结果,研究总结了对接机构在重力影响下的姿态变化规律。本文研究为航天器对接与分离时的姿态动力学分析和对接机构的设计优化提供了理论依据。     

基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法

在飞机设计与研制过程中，通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法，诸如极大似然法，需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建模过程，这种方法需要通过增量法、导数法间接地从神经网络提取气动参数。本文提出了一种基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法，可将含待辨识参数的飞行动力学模型作为正则项加入损失函数，直接辨识得到气动参数。该方法可以显著减少建模数据需求，也能提高建模精度。飞行仿真数据验证结果表明，该方法的无噪声、含2%噪声仿真数据，纵向飞行状态空间模型辨识最大相对误差分别为1.80%、4.64%，表明了基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法具有可行性，并对含噪声的飞行数据具有泛化性。     

基于LPV状态空间模型的小型航空煤油二冲程发动机喷油控制策略

为了简化基于平均值模型的喷油控制模型的计算,根据线性变参数(LPV)状态空间模型原理,在平均值模型的基础上建立了LPV状态空间喷油控制模型,利用Matlab/Simulink工具对稳态工况和瞬态工况的喷油脉宽控制模型进行仿真,最后在发动机试验台架上进行试验验证.仿真和试验结果表明:①基于LPV状态空间模型的喷油控制模型能够满足瞬态工况和稳态工况控制的要求,计算的喷油脉宽精度略低于平均值模型,由于LPV状态空间模型计算简单,能够直接应用于控制算法的设计,因此在工程中容易实现.②与插值算法相比,基于LPV状态空间模型的控制策略使发动机的动力输出有所下降,主要是由于模型简化造成进气空气流量减小引起的.      

空间对接机构热真空环境对接与分离试验技术研究

为了验证对接机构在空间环境下的运动性能是否能满足设计要求,在研制过程中必须进行对接机构热真空环境下的对接与分离试验,试验方案的正确与否直接影响到航天器对接与分离的成败。针对对接机构在轨对接的工作过程,提出了利用飞轮模拟对接等效质量的试验方案,并根据提出的方案研制了对接机构热真空对接试验台,完成了对接机构热真空对接与分离试验。由试验结果可知,飞轮模拟等效质量的技术方案有效可行,可保证对接机构热真空对接与分离试验圆满完成。     

PT-16燃油调节器综合性能试验台设计与实现

针对PT-16燃油调节器出厂验收时对流量调节仿真试验在精度、准度及响应时间等方面的特殊要求,设计了一套综合性能试验台。介绍了试验台总体方案设计和各分系统的设计方法,实现了发动机运行过程中燃油调节器实际工作流程的模拟仿真,完成了密封性检查和产品调整点性能检测等所有试验内容,并对过程数据进行自动采集记录。实际运行表明,该试验台操作方便、运行可靠、控制精确,满足设计要求,极大地提高了试验效率并降低了劳动强度。     

对接仿真试验台杠铃式质量惯量模拟技术研究

针对地面航天器对接动力学全物理仿真试验台,提出采用质量惯量模拟技术模拟航天器的质量、惯量特性,以便灵活的适应不同吨位航天器对接试验。设计了杠铃式质量惯量模拟结构。介绍了杠铃式模拟件的结构特点,确定调整参数,调整范围,对模拟误差进行了分析。结果表明杠铃式质量惯量模拟件模拟准确,调整简单、方便。     

基于LSTM的空间机器人系统惯性张量在轨辨识

在空间机器人抓捕目标的过程中,整个系统的惯性张量会随时间变化且在目标被捕获瞬间发生突变,这会严重影响整体姿态控制的精度。针对以上问题,提出了一种基于长短期记忆（LSTM）的系统惯性张量在轨实时辨识方法。首先,对于目标捕获前后的2个阶段,利用拉格朗日方程建立了空间机器人的动力学模型;然后,基于所建空间机器人模型采用域随机化方法生成足量训练数据,并用其对由LSTM网络与多层全连接网络构建的参数辨识网络进行训练;最后,使用训练好的参数辨识网络对系统惯性张量进行辨识。数值仿真结果表明：所提方法能够精确辨识空间机器人抓捕过程中的系统惯性张量,所研究系统的主惯量平均相对辨识误差小于0.001,惯性积的平均相对辨识误差小于0.01。     

航天器空间对接位置视觉测量方法

针对航天器空间对接过程中对接环位置的实时测量问题,提出了一种基于单目视觉的对接环识别定位新方法.通过将采集到的目标图像序列RGB信息转换到HSV色彩空间,以图像色调值为判据,实现了航天器空间对接环目标特征的有效提取.结合最小二乘椭圆拟合算法和小孔成像理论,建立了单目视觉的对接环识别定位模型,以完成航天器空间位置的精确计算.仿真结果表明,航天器近距定位可达到小于2 cm的精度,完全能够满足对接的精度要求.     

旋转惯导中加速度计尺寸效应误差分析及补偿

 对旋转调制惯导转位过程中系统精度受加速度计尺寸效应影响的问题进行了研究。通过分析尺寸效应引起惯导系统(INS)导航误差的机理,推导了尺寸效应作用下加速度测量误差与速度误差的解析表达式。根据理论分析结果,分别给出了以速度误差和加速度误差作为观测量进行尺寸参数辨识的方法,并进行了必要讨论。结合旋转惯导转位过程中的速度误差特征,选取加速度测量误差为观测量对尺寸参数进行试验标定,尺寸参数辨识精度优于1.29 mm(1σ)。在此基础上给出了尺寸效应误差补偿方法,并在不同初始方位下对补偿效果进行试验验证,结果表明,通过尺寸效应补偿可以有效提高旋转惯导转位过程中的速度精度。     

GPS动态相对导航用于航天器交会对接的研究及其OTF解算方法

根据ＧＰＳ动态相对导航在航天器空间交会对接中应用的优势,以及航天器空间对接各阶段的不同精度要求设计了具体的动态相对导航方案;并且认为在相对导航过程中,可以进行测相整周模糊度的ＯＴＦ解算,以提高交会对接测量的精度,并通过仿真计算,对结论进行了验证。     

磁悬浮火箭发动机推力测试台

将电磁悬浮技术用于火箭发动机推力测试试验台是一次新的尝试。本文给出了应用电磁悬浮技术的发动机推力测试试验台的结构,推导了系统的运动方程,并对试验台进行了系统仿真。最后对整个试验台成功进行了多发现场试验,仿真结果和试验结果都表明电磁悬浮技术用于火箭发动机推力测试是成功的,提高了测试系统的性能和推力测试精度。     

面向空间机械臂任务验证的硬件在环半物理仿真系统研究

针对空间机械臂在轨任务进行高保真地面仿真和验证的需求,搭建了空间机械臂操作任务验证平台(MTVF)系统。该系统基于硬件在环技术,将空间机械臂动力学仿真模型、两台地面模拟机械臂和测量系统通过实时仿真计算机实现软硬件的整合,具有响应速度快、跟踪精度高的特点。开发了闭环稳定算法和阻抗控制算法以保证MTVF系统的高保真性能,并通过搭建仿真计算模型以及设计地面试验等方法对MTVF系统的性能进行验证,结果表明,该系统能够反映真实微重力环境下空间机械臂的动力学特性,能够实现对真实微重力环境下的空间机械臂在轨操作任务进行高保真的地面试验和验证。     

支持向量机在航空发动机起动模型辨识中的应用研究

支持向量机（SVM）可以优化网络,有效降低模型复杂性,不存在维数灾难和局部极小问题。本文以某型发动机起动调整试验的试车数据为样本,使用SVM对某一大气条件下的发动机起动模型进行了辨识,并使用另外一组试车数据．通过辨识模型对起动过程进行了仿真;最后,比较了SVM和RBF神经网络起动模型的辨识精度。结果表明,用SVM辨识发动机起动过程模型,方法简单,学习速度快,辨识精度较高。     

航空发动机数值仿真试验台建立中几个关键技术问题的讨论

本文主要讨论航空发动机数值仿真试验台建立中几个关键技术问题 :发动机数值仿真试验台建立的目标与基本要求 ;发动机三维多功能数值仿真数学模型、精度可靠性与并行算法 ;部件与发动机数值仿真试验台集成软件包 ;发动机仿真软件平台的框架 ;发动机三维数值仿真硬件系统。只有系统解决上述六个问题才能顺利建立这一仿真试验台。     

空中加油对接过程的动力学建模与仿真

空中加油的成功与否主要依赖于加油锥套与受油插头的顺利对接,对对接过程中产生的动力学行为的研究是实现顺利对接的前提。利用多刚体系统动力学建立对接过程的动力学模型,求解出加油锥套与受油装置间的广义速度;并依据建立的接触动力学模型,得到局部接触点间的相对速度。基于非线性连续碰撞理论,提出对接过程中碰撞力的计算方法,并在机械系统动力学仿真软件ADAMS的环境下,构建加油锥套和受油装置的对接虚拟样机。通过对虚拟样机的动力学仿真,得到了对接过程中的碰撞力及速度响应曲线,同时,得出能够实现成功对接时各参数的具体范围。结果表明,制约对接成功的主要参数是初始相对速度、加油锥套的俯仰角和相对偏距。该研究对空中加油的对接和受油机的导航控制具有重要的意义。