智能旋翼基于陷波器的振动载荷抑制算法

智能旋翼为直升机减振降噪提供了一条极具发展前途的技术途径。本文研究了一种用于智能旋翼减振的连续时域控制算法,该控制算法主要由陷波器和通道增益两部分组成,对每一个控制反馈通道,将产生两路状态信号,系统减振效果取决于两个状态通道增益的比值。控制仿真结果显示,该控制算法具有出色的减振效果,并对随机噪声和谐波干扰信号都具有较强的抑制作用,为了抑制4Ω旋翼桨毂振动载荷,所需的后缘襟翼控制量是3Ω/4Ω/5Ω多谐波组合输入。相较于经典的离散频域高阶谐波控制算法,该算法是一种连续时域控制算法,可大幅加快控制系统的收敛速度,与此同时,在非平稳的直升机飞行状态下,也具有更佳的减振效果。     

平均轨道根数与密切轨道根数的互换

基于双行轨道根数和简化普适摄动算法,提出平均轨道根数与密切轨道根数的互换算法。以在轨Tan-DEM-X编队的双星为例进行仿真。与传统的只考虑J2项摄动短周期影响的转换算法相比,本文提出的互换算法精度更高：由平均轨道根数转换的密切轨道根数与STK 8软件给出的结果一致;由密切轨道根数转换的平均轨道根数与北美防空司令部公布的双行轨道根数一致。仿真结果表明该互换方法具有科学性和工程应用价值。     

一种变参数滑模变结构控制及飞行控制应用研究

提出了一种新的负指数分布变参数滑模变结构控制,采用增益调度方法调节变结构控制器参数。通过自适应调节边界层系数、滑动模系数和控制增益系数实现降低能耗、减弱颤振的目标。对某飞机短周期迎角稳定控制系统进行仿真,结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

基于平均轨道根数的飞船伴飞卫星控制方法

给出一种基于平均轨道根数的伴飞卫星控制方法。首先介绍二体轨道条件下利用超几何函数法解算二次冲量控制问题的基本思想,在此基础上通过n次修正法应用到摄动条件下的轨道模型;通过引入平均轨道根数的概念,对航天器编队构形进行控制,消除短周期摄动对轨道的影响,长期有效地控制构形维持。同时讨论对跟飞和圆形伴飞编队进行构形维持的起控条件的确定方法。     

轨道拦截问题的一种精确初制导方法研究

对于轨道拦截问题,给出了一种基于速度增益制导和状态转移矩阵的精确初制导方法。该初制导方法能补偿制导方法误差和轨道摄动对拦截脱靶量的影响。仿真结果表明,所提出的精确初制导方法合理、有效,能在增加较小燃料消耗的情况下,大大提高轨道拦截的制导精度。     

卫星轨道误差的相关性

卫星的轨道误差是卫星测控中需加以约定的重要指标之一,其常用的表示方法主要有Kepler轨道根数形式和RTN投影形式。本文推导了RTN形式的卫星位置、速度误差与Kepler根数误差间的关系,给出了近圆轨道中RTN形式位置、速度误差间的定量关系,分析了RTN形式位置误差约束下Kepler根数误差的相关性,并分别给出了验证算例。该结果可用于分析确定卫星轨道误差指标,使其彼此匹配。     

广义轨道根数空间的轨道机动可达性

在由动量矩矢量和偏心率矢量定义的广义轨道根数度量空间内,研究了在初始轨道的任意点施加幅值固定的单脉冲后卫星的可达区域,包括脉冲施加的位置任意、方向固定和位置固定、方向任意2种情况,给出了广义轨道根数空间中轨道机动的可达性判据.通过比较脉冲作用前后的广义轨道根数,评估了单脉冲对广义轨道根数的影响,并且利用数值仿真分析了脉冲作用位置、方向与广义轨道根数空间中度量的关系.最后,在广义轨道根数空间中给出了轨道到轨道的机动策略,验证了广义轨道根数的可行性.     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

基于傅里叶展开的电动力绳系卫星最优控制

电动力绳系卫星的推力幅值较小且方向固定,完成轨道机动任务的周期长,其最优控制问题的求解比较困难.采用在傅里叶空间描述的轨道动力学模型,将控制量电流表示为傅里叶级数的形式,并推导了用傅里叶系数作为参量的椭圆轨道运动的平均轨道根数方程.在此基础上构造了电动力绳系卫星轨道机动的最优控制模型,通过直接配置法将其转化为非线性规划...     

控制方向未知分数阶混沌系统的 Nussbaum增益同步 吴梅 1,程继红2,余名哲 4,张友安3

文章将 Nussbaum增益控制引入分数阶混沌系统,解决了分数阶混沌系统在存在控制方向未知情况下的同步控制问题。首先,选取了一类稳定的分数阶积分滑模面。然后,结合整数阶 Nussbaum增益控制方法与滑模变结构控制理论,设计了一种 Nussbaum增益同步控制器。最后,作为例子,实现了分数阶 Chen系统和分数阶 R.ssler系统在控制系数未知时的混沌同步控制,数值仿真验证了文中方法的正确性和有效性。     

航天器燃耗最优轨道直接/间接混合法延拓求解

针对转移时间和始末状态固定的航天器燃耗最优轨道的求解,给出了一种延拓方法:以双脉冲轨道为初值,首先求解全程推进轨道,然后逐步增加推力幅值,应用直接/间接混合法依次求解所有推力幅值下的、满足包括开关函数在内的所有必要条件的转移轨道,包括连续和脉冲推力轨道。通过基于开关函数曲线变化趋势的开关序列预设方法,以及基于已有优化结果的延拓步长自适应方案,实现了延拓方法的自动运行。为实现该延拓方法,给出了适用于改进春分点根数模型的脉冲最优转移轨道主矢量必要条件,推导了无推力轨道段改进春分点根数协态变量状态转移矩阵。通过3个算例对延拓求解会遇到的不同情况进行了具体说明。延拓方法可以看作现有直接/间接混合法的进一步完善与拓展,延拓过程和结果有助于对燃耗最优轨道与系统参数之间的关联获得更为深刻的认识。     

近地卫星严格回归轨道保持控制

研究了近地卫星基于严格回归参考轨道的轨道保持控制方法：将卫星编队理论引入单星绝对轨道保持控制,提出了"虚拟卫星编队"的概念,分析了卫星轨道相对于参考空间轨迹在轨道摄动情况下的偏离状态及变化趋势,然后根据卫星编队相对运动学,推导出了偏离状态与虚拟卫星编队构形参数之间的对应关系,并设计了以轨道参数超调、偏置及阈值触发为特征的管道保持控制策略。数值仿真结果表明,使用该控制策略能够将卫星轨道保持在以空间参考轨迹为中心的轨道管道内,并且有效减少了因周期性轨道摄动波动造成的管道保持控制量和控制频次。研究成果对于有空间轨迹回归要求的卫星轨道保持控制具有指导意义。     

Fuel-optimal trajectories of aeroassisted orbital transfer withplane change

The fuel-optimal control problem arising in noncoplanar orbital transfer employing aeroassist technology is addressed. The mission involves the transfer from high Earth orbit to low Earth orbit with plane change. The complete maneuver consists of a deorbit impulse to inject a vehicle from a circular orbit to an elliptic orbit for atmospheric entry, a boost impulse at the exit from the atmosphere for the vehicle to attain a desired orbital altitude, and a reorbit impulse to circularize the path of the vehicle. In order to minimize the total fuel consumption, a performance index is chosen as the sum of the deorbit, boost, and reorbit impulses. The application of optimization principles leads to a nonlinear, two-point, boundary value problem, which is solved by a multiple shooting method     

Fuel-optimal deorbit scheme of space debris using tethered space-tug based on pseudospectral method

This paper proposes a fuel-optimal deorbit scheme for space debris deorbit using tethered space tug. The scheme contains three stages named respectively as dragging, maintenance and swinging. In the first stage, the tug, propelled by continuous thrust, tows deorbit to a transfer orbit with a tether. Then in the second stage, the combination of the tug and the debris flies unpowered and uncontrolled to a swing point on the transfer orbit. Finally, in the third stage, the tug is propelled at the swing point and the rotation speed of the tethered system increases such that the debris obtains enough velocity increment. The trajectory optimization of the first stage is established considering the total fuel consumption of the three stages, whereas the dynamic model is simplified for computation efficiency. The solution to the optimal problem is obtained using a direct method based on Gauss pesudospectral discretization. Then a model predictive controller is designed to track the open-loop optimal reference trajectories, reducing the states’ deviations caused by model simplification and ignorance of perturbations. Furthermore, it is proved that the fuel-optimal swing point is the apogee of the transfer orbit. The paper analyzes the fuel consumption of a typical scenario and demonstrates effectiveness of the proposed deorbit scheme numerically.     

近地小推力转移轨道的加权组合制导策略

 研究了近地小推力转移轨道的制导问题，给出了一种基于局部最优控制律的自主制导算法。推导出了各改进春分点根数对应的局部最优控制律；通过最优推力分配和目标偏差两个策略，对各局部最优控制律进行动态加权组合，从而有效减少了制导律的设计参数。在此基础上，针对燃料最省转移轨道，定义了一种新的发动机开关函数。采用遗传/逐次二次规划混合优化算法计算了最优制导参数。与传统算法相比，该制导算法是一种闭环制导算法，能够实现飞行器的自主制导，并且制导过程中无需对制导参数进行更新。以地球低轨到高轨的小推力转移为例，采用该方法分别求解了时间和燃料最省转移问题，并与传统算法进行了比较分析。数值结果验证了该算法的有效性。     

Elliptical formation control based on relative orbit elements

A new set of relative orbit elements（ROEs）is used to derive a new elliptical formation flying model.In-plane and out-of-plane motions can be completely decoupled,which benefts elliptical formation design.The inverse transformation of the state transition matrix is derived to study the relative orbit control strategy.Impulsive feedback control laws are developed for both in-plane and out-of-plane relative motions.Control of in-plane and out-of-plane relative motions can be completely decoupled using the ROE-based feedback control law.A tangential impulsive control method is proposed to study the relationship of fuel consumption and maneuvering positions.An optimal analytical along-track impulsive control strategy is then derived.Different typical orbit maneuvers,including formation establishment,reconfguration,long-distance maneuvers,and formation keeping,are taken as examples to demonstrate the performance of the proposed control laws.The effects of relative measurement errors are also considered to validate the high accuracy of the proposed control method.     

基于解析梯度的微推进转移轨道优化方法

 研究基于离散脉冲策略的行星际微推进转移轨道优化问题,为改善收敛性和计算效率,提出了一种解析的梯度矩阵计算方法。首先,基于离散脉冲思想建立了行星际微推进转移轨道优化模型,通过对速度脉冲矢量进行参数变换,避免了传统优化模型初值猜测和搜索域难以界定的缺点;然后,基于变分原理分析了离散脉冲模型中轨道状态转移矩阵与状态变分之间的关系,并给出了多种轨道特征条件下状态变分的计算方法,该方法可扩展到多次状态不连续情况;在此基础上,推导了离散脉冲轨道优化模型中性能指标与轨道约束对寻优参数梯度矩阵的解析表达式。以地球-火星的燃料最省微推进转移为例对所提解析梯度方法进行了仿真验证。数值结果表明：本文推导的解析梯度矩阵是正确的,与传统数值梯度计算方法相比,解析梯度矩阵可有效改善寻优算法的收敛特性,并能够提高计算效率约47%。     

Real-time trajectory optimization for powered planetary landings based on analytical shooting equations

Traditionally, numerical trajectory integration for shooting equation calculation and iterations for shooting with randomly guessed initial solutions deteriorate the real-time performance of indirect methods for on-board applications. In this study, the indirect method is improved to achieve real-time trajectory optimization of fuel-optimal powered planetary landings with the help of analytical shooting equation derivations and a practical homotopy technique. Specifically, the contributions of t...     

一种基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法

针对航天器空间变轨任务的制导问题,研究了一种适用的迭代制导算法。在传统迭代制导方法的基础上,直接在地心惯性系中建立最优控制模型,以推力方向矢量为控制量来适应大姿态角变化情形;推导直接以目标轨道要素为终端约束的边界条件,给出终端约束方程求解精度和入轨精度的关系;得到一种简单有效的基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法。通过仿真验证了所给制导算法的有效性,相比传统迭代制导方法其具有更强的适应性。     

普适变量下的最优控制求解研究

研究了普适变量下状态方程的最优控制问题.在消除奇点的轨道根数的基础上,建立了普适变量下适合圆锥曲线求解的摄动方程.利用Gauss伪谱法对摄动方程进行了最优控制求解和仿真验证.计算过程及仿真结果表明,所建立的摄动方程以及所用的Gauss法能够满足各种约束条件,便于对发动机进行控制,且在零倾角轨道情况下不产生奇异.