空天飞行器多余度GNC系统并行处理和故障容错技术

提出空天飞行器多余度GNC系统并行处理和故障容错设计方法:通过系统输入信息并行采集设计和GNC控制器核心模块并行处理设计提高系统信息采集和处理能力,保证GNC系统的实时性;通过系统输入和输出容错设计,使整个多余度GNC系统在处理周期内具有完备的故障容错能力.该方法具有广阔的应用前景.     

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。     

电动静液作动器设计方法综述

电动静液作动器(EHA)是一种起源于航空领域的新型高性能伺服作动装置,正逐渐成为各类大型装备的通用基础元部件,鉴于其机电液控热多学科耦合较大且要达到的综合指标又高,所以迫切需要一套高效科学的设计方法。从EHA完整设计过程的角度,综述其中的设计方法,为今后EHA产品的设计开发流程提供了基本支撑和多样化的技术手段。总结出基于自动化系统设计和多学科联合详细设计的EHA设计方法,并对其中的综合指标建立、建模仿真、优化设计、控制设计等关键技术进行了分析,给出适合不同设计任务特点的各步骤实现途径。展望了自动化详细设计、基于模型系统工程、3D打印等最新技术在EHA设计中的应用,为后续进一步提升EHA设计水平提供了参考。     

GO-FLOW法在飞机EHA可靠性分析中的应用

应用GO-FLOW法分析了飞机电静液作动器(EHA)的可靠性。首先在EHA单元功能合理划分的基础上,建立了EHA的GO-FLOW可靠性分析模型,采用布尔代数求解描述反馈环的布尔方程,解决了GO-FLOW图不允许存在循环的难题;其次进行了GO-FLOW运算,得到EHA系统在各时间点的可靠度;再次与GO法的结果比较,验证了GO-FLOW法的可行性和准确性;最后通过MATLAB曲线拟合,得到系统可靠度随时间的变化规律,以便及时对系统进行检修和维护。结果表明GO-FLOW法只需一次运算,就可得到系统在各时间点的可靠度,在减小计算复杂度方面较GO法有优势。     

直线驱动电静液作动器的匹配设计规则

电静液作动器（EHA）是一种高度集成的泵控传动系统,A380和F35等机型已经利用EHA驱动主飞控舵面。但传统的以旋转电机和柱塞泵构成的EHA面临低频响的问题,以一种具有良好动态特性的新原理直线驱动电静液作动器（LEHA）为对象,研究其参数匹配设计问题。LEHA的关键特征在于新型的直线协同配流泵,以及采用直线电机直接驱动泵的吸排油和配流组件。首先,从静态指标匹配性上考虑LEHA的参数设计规则,得到最大空载速度约束条件、最大静态输出力约束条件、系统最高压力约束条件;然后,根据系统模型分析系统各参数对频宽的影响,得到LEHA的动态性能匹配设计规则,具体是指LEHA频宽指标对直线电机振荡频率的约束条件;最后,分析LEHA的功率约束条件,给出了LEHA对惯性负载、弹性负载和黏性阻尼负载在输出力-速度坐标下的功率包络条件,得到LEHA的负载匹配设计约束。LEHA参数设计的6项匹配设计约束条件能够为LEHA的设计过程提供理论依据。      

基于力的电动静液作动器阻抗控制

阻抗控制作为一种柔顺控制方式,能够实现力与位置的协同控制,在作动系统需要与外部环境发生接触的应用中具有一定优势。在集成、高效的电动静液作动器(EHA)上实现基于力的阻抗控制具有良好的应用前景,其中核心问题是EHA力伺服控制器的设计。针对阻抗控制中外部负载特性不确定,EHA部分结构参数时变等问题,采用定量反馈理论(QFT)的方法对力伺服控制器进行设计。在对EHA数学模型及参数进行分析的基础上,通过QFT方法将被控对象的不确定范围与系统性能设计指标相结合,并以定量的方式在Nichols图上形成边界,在使标称对象的开环频率特性曲线满足各边界约束条件的同时完成力伺服控制器的设计。通过不同外部负载条件下的力伺服控制实验以及静、动态阻抗控制实验对EHA的力伺服控制器与阻抗控制系统进行了验证。实验结果表明:通过QFT方法设计得到的力伺服控制器对外部环境具有较强的鲁棒性,从而确保了EHA阻抗控制的成功实现。     

空间挠性作动器的可靠性验证试验方法

为了对空间挠性作动器在轨运行的可靠性进行评估,针对作动器在轨工况复杂、小子样、长寿命的特点,给出了作动器可靠性验证试验方法。首先,在分析作动器结构组成及工作原理的基础上,确定了作动器可靠性特征量。然后,以寿命型可靠性试验为基本思路,针对挠性元件在轨疲劳断裂失效这一主要故障模式,根据在轨典型工况载荷数据进行疲劳试验载荷谱设计,采用试验载荷谱开展挠性元件加速疲劳寿命试验,基于试验结果给出作动器的可靠性评估结果。最后,以某型号空间挠性作动器为例,基于挠性元件加速疲劳试验进行可靠性试验验证,得到作动器可靠性评估结果。研究结果表明,该作动器可靠度满足指标要求,评估结果符合工程实际。运用所提出的可靠性验证试验方法,可为空间挠性作动器在轨运行可靠性的定量评估提供有效的技术途径,可为航天器运动机构的可靠性验证提供参考。     

泵阀联合EHA效率设计仿真分析

分析了泵阀联合电动静液作动器(EHA,Electrical Hydraulic Actuator)效率的影响因素,提出了降低油源压力设计值以提高效率的方法.针对泵阀联合EHA的工作特点,在负载相同的条件下,对伺服阀和定量泵的输出流量、损耗流量变化、作动系统整体效率变化进行了分析,并分析了油源压力设计值变化对系统主要性能参数的影响.相对于常规阀控系统设计,在一定范围内降低油源压力设计值的方法可提高液压系统总效率,减少流量损耗引起的功率损耗.系统快速性提高,稳定性增强,抗扰动能力下降,因而系统效率设计要兼顾性能综合进行.以弹性负载为对象的作动系统仿真计算验证了设计方法的可行性.      

一种新型机载一体化电液作动器的设计与分析

针对近年来飞机机载作动系统的发展,设计了一种用于功率电传的新型一体化电动静液压作动器(EHA) ,分析其原理和特点,讨论各部件和系统的建模方法,采用Matlab/Simulink对其进行仿真,结果表明所设计的EHA具有良好的动态性能和带负载能力,达到了良好的性能指标,可作为未来飞机机载电作动系统的方案之一,对功率电传电液作动系统的研制具有实际指导意义.      

容错计算机可靠性分析与计算

本文对用于新机主动控制技术ACT电/光传飞行操纵系统的一种采用三冗余加一备份方案的容错计算机配置作了一般性介绍;并对其系统可靠性进行了分析与计算。包括,可靠度R(t)、失效率λ(t)及平均寿命MTTF的数学模型建立与数值估算;并应用网络分析法进行了验证,估算出故障覆盖率对系统可靠度的影响。最后,对软件可靠性问题作了一般性讨论。     

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。      

基于拜占庭容错体系构架的航天器控制系统测试性设计与分析

摘要： 飞行控制系统作为航天飞行器的关键机载系统,其运行情况直接关系到飞行任务的成败.通过良好的测试性设计,可以提高系统的可靠性和安全性,减少维修人力及其他保障资源,降低寿命周期费用.对拜占庭容错体系结构的航天器控制系统和分层多信号流图模型的测试性设计和建模方法进行了详细的叙述,并对基于拜占庭容错体系结构的航天器控制系统进行了测试性建模,通过测试性建模和分析系统（TMAS软件）验证控制系统测试性设计的正确性和有效性.     

容错待命储备系统的任务可靠性计算

讨论了待命储备系统具有容错性能时的任务可靠性计算, 由于故障检测器、切换器和待命器件是否可靠,直接影响该容错系统的可靠性.为了正确评估系统的任务可靠性,这里考虑了检测器和切换器存在一定的误警率和误切换率. 据我们所知,Markov模型是处理这个问题的主要工具,而国内很少有这方面的讨论.本文用Markov理论来确定系统的状态及其状态转移矩阵, 从而容错可靠性的计算问题得到解决,此外还讨论了有关误差概率的计算模型.     

小卫星星务管理计算机容错系统的设计

采用双机冗余的容错方案,对小卫星星务管理计算机容错系统的设计进行了较为深入的探索。在设计中,充分利用软、硬件容错技术相结合的优势,完成了星务管理计算机系统级和部件级硬件体系结构设计。提出了在主机发生故障的临界状态,启动备份机工作的临界切换设想。最后,通过仿真实验和系统模型可靠性分析,证明了系统可以满足设计的要求,具有较高的理论和实践价值。     

基于飞行剖面的作战飞机任务可靠性评估方法

针对作战飞机故障数据的特点,分析了作战飞机不同飞行剖面对其任务可靠性的影响.在此基础上,定义了飞行剖面折合系数、建立了作战飞机任务可靠性模型.基于该模型给出了作战飞机在不同飞行剖面下的任务可靠性评估方法.针对想定任务剖面,采用剖面合成的方法把其处理为典型飞行剖面的线性组合,并由此给出了作战飞机在想定剖面下任务可靠性的预测方法.实例表明基于飞行剖面的作战飞机任务可靠性评估方法合理可行,便于工程应用.     

考虑多因素的可修系统任务可靠性分配方法

在实际工程中,系统常常是由串联、并联、旁联和表决等模型混合而成的复杂可修系统,目前此类系统的可靠性分配方法多采用等分分配等方法,得到的分配结果往往误差较大。本文提出了一种考虑维修、故障逻辑等多因素影响的可修系统任务可靠性分配方法。该方法以系统故障率为待分配指标,首先对包含维修影响的故障率进行转换,然后利用考虑故障逻辑的评分分配法进行分配,最后通过备件系数进行修正,获得分配结果。新方法能够为在实际工程中可修系统的任务可靠性分配提供一种简便易行的方法。      

基于机械干涉理论估算无人机舵机电位计磨损可靠工作设计

基于机械产品强度与应力干涉理论,分析计算了无人机飞控系统重要组件舵机中的位置反馈电位计耐磨可靠度和可靠性系数,估算了不同可靠度情况下的舵机的可靠工作寿命,为无人机飞控系统设计和使用维修提供依据。     

The Huygens Probe and mission design

The mission of the Huygens Probe is to enter into the Titan atmosphere and to descend in a controlled manner to the surface such that scientific measurements can be taken and transmitted to earth via the Orbiter. The entry is the most challenging phase of the mission. The deceleration is achieved by an aeroshell. Thermal protection against entry heat fluxes is achieved by an ablator rejecting heat mainly by radiation. The descent profile in terms of descent velocity, spin rate and attitude stability is designed to allow imaging, sampling and measurements at the various atmospheric layers within the overall time and energy constraints. The Huygens system has to operate in an autonomous and fault tolerant manner, as no ground control and failure recovery during the descent phase is feasible. This autonomy and fault tolerance is the main driver for the chosen architecture of the on-board system.     

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,本文运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

嫦娥五号探测器GNC系统设计

为实现我国首次月球样品无人采样返回任务，设计了嫦娥五号(Chang’E 5)探测器制导、导航与控制(GNC)系统.根据任务要求和探测器特点，GNC系统设计分为轨道器GNC子系统、返回器GNC子系统和着上组合体GNC子系统.给出了嫦娥五号探测器GNC系统的架构设计、工作模式以及在轨飞行结果.结果表明，GNC系统设计正确，成功完成了动力下降、起飞上升、交会对接、返回再入等关键动作，实现了月球表面起飞上升、月球轨道交会对接以及携带月壤以近第二宇宙速度二次再入返回的三项首次任务，各项功能性能满足任务要求.