基于PC／104-XPE平台的飞行参数记录仪设计

为适应试飞测试技术的发展趋势,介绍了一种基于PC／104-XPE平台的飞行参数记录仪,该装置用于实时采集、记录试飞测试过程中导弹和地面通过光纤传输的各种数字信息、控制信息和视频信息。     

考虑安全性的BWB民机飞行控制系统设计

翼身融合（BWB）飞行器满足未来民用航空经济、绿色、低碳的运行需求,是重要的发展方向。针对BWB飞行器的飞行控制系统,对其安全性与系统设计进行了研究。给出基于系统理论的事故模型及过程,与相应的安全性分析,重点对BWB飞行器飞行控制系统内的复杂逻辑关系、不安全控制动作、危害致因进行分析;进行切换系统设计,给出低可靠先进系统和高可靠备用系统的设计过程,并分析切换逻辑;基于设计进行仿真验证。研究结果表明：系统理论过程分析方法能够支持BWB飞行器飞行控制系统复杂逻辑关系的安全隐患分析,同时所设计的飞行控制系统具有一定的安全性与实用性。     

基于遗传算法的高速飞行器滑模控制律设计

以高超声速飞行器GHV(Generic Hypersonic Vehicle)的俯仰通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了滑模控制律.为了便于应用滑模控制理论,首先对该模型进行了输入输出反馈线性化,将原模型转换成为仿射型.设计好滑模控制律结构以后,基于遗传算法完成了滑模控制律参数设计.该过程利用了随机鲁棒思想,即在随机均匀分布的参数不确定性作用下,通过遗传算法优化滑模控制律参数,使得飞行控制系统失去稳定性和鲁棒性的概率达到最小.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和参数优化过程收敛性的要求.     

基于多特征融合的电磁换向阀故障模式识别

为提高基于驱动端电流检测的电磁换向阀故障诊断方法的可靠性和识别准确度，开展了电磁换向阀故障模式识别方法研究。提出一种基于多特征融合的方法对电流信号时频分析和时域参数的特征值提取融合；通过设计电磁换向阀驱动端电流信号的采集实验，获取电磁换向阀驱动端电流的时域信号和二阶变化率的多特征曲线，提取时域参数及二阶变化率相应频带能量作为特征值，构建多特征融合的特征向量；采用基于径向基核函数的多分类支持向量机对电磁换向阀进行模式识别。结果表明：基于多特征融合的支持向量机较基于能量特征值的支持向量机可提升8.7%的识别精度和42.11%的验证准确率。     

无人战斗机飞行管理与控制系统分析

综合概述了世界无人战斗机的发展状况,分析研究了无人战斗机飞行管理与控制系统的特点和需求,运用"人机"复杂混合控制系统理论分析了无人战斗机飞行管理与控制系统层次结构,论述了遥控操作员"人机"界面、任务规划及其实时控制、大机动敏捷控制律设计等实现飞行管理与控制系统的关键技术问题及其解决方案.     

基于遗传算法的高速飞行器模糊控制律设计

以吸气式高超声速飞行器X-43A的纵向通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了飞行控制系统.飞行控制系统包括2个回路,制导回路采用PD控制器,控制回路应用模糊控制器.制导回路负责跟踪轨迹,控制回路执行制导指令.基于遗传算法实现了PD反馈参数和模糊控制规则的自动优化,无需先验知识和训练数据.在控制飞行器轨迹、姿态和推力时,综合考虑非线性动态特性、不确定性和约束.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和优化过程收敛性的要求.      

基于线性协方差方法的交会对接误差分析

将线性协方差分析方法和蒙特卡罗仿真相结合,按交会任务和飞行特征把交会过程分为变轨飞行、自由飞行和中途速度修正三种特征段,研究了状态误差的传播规律和交会过程中各种误差对交会对接精度的影响。在变轨飞行段,分析了追踪航天器的姿态误差、控制系统性能状态估计误差,以及目标航天器轨道摄动对状态误差传播的影响。在自由飞行段,分析了追踪航天器估计状态误差的先验值和测轨误差对状态误差传播的影响。在中途速度修正段,分析了追踪航天器姿态误差和控制系统性能误差对状态误差传播的影响。仿真结果表明,误差分析方法设计合理,可以指导交会对接的轨道设计工作,能对已经设计好的交会策略进行误差分析和设计验证。     

基于定量反馈理论的飞行仿真转台鲁棒控制

采用定量反馈理论,可以设计具有参数不确定性的飞行仿真转台的鲁棒控制系统.分析和总结了定量反馈理论的基本原理和设计过程.采用QFT设计了某型飞行仿真转台的反馈控制器和前置滤波器,组成了转台的控制系统.实验结果表明,当转台的负载发生变化时,系统仍然能够保持良好的跟踪性能.这证明了系统的鲁棒性.此外,与PID控制的对比表明,QFT控制能够克服摩擦非线性,具有良好的抗干扰性能.QFT在飞行仿真转台上的成功应用说明了该方法具有工程实用价值.      

基于混和寻优算法的时域低阶等效系统方法

现代高增稳飞机的阶次高达几十阶,需要将其降阶为具有特定形式的低阶等效系统才能与已有的飞行品质规范相比较,从而评价其飞行品质并改进飞控系统的设计.相对于频域等效系统方法,时域低阶等效系统方法可以在线采集系统的输入及输出数据,充分考虑各种非线性因素的影响,在飞机飞行品质评价时,对等效系统相关参数进行在线估计,具有较强的实用价值.针对时域等效拟配提出了一种混和寻优算法,即模式搜索-模拟退火法,该算法较好地克服了局部寻优和全局寻优的缺点,并在寻优过程中加入了对参数范围的限制,寻优结果可以快速收敛于全局最优解,并且不受初值变化的影响,对飞机飞行品质的在线评价具有重要意义.      

基于逆动力学和在线参数辨识的飞机姿态控制

传统的综合飞行/火力控制系统的设计使用了PID(Proportion-Integral-Differential)结构的飞行/火力耦合器,具有鲁棒性差、设计工作量大等缺点.提出了一种基于逆动力学和在线参数辨识的方法,用于直接设计综合控制系统中的姿态控制器.其中,对飞机的转动动力学方程,推导得到了其逆特性的解析形式;使用在线参数辨识方法,对飞机的气动特性进行估计并用于舵面分配.以六自由度非线性飞机模型为对象进行了仿真,结果表明所设计的姿态控制系统具有快速性好、通道间解耦效果明显、对气动模型误差的鲁棒性强等优点.本方法也可推广用于其他的飞行器姿态控制系统设计.     

北斗区域Klobuchar改进模型及其修正精度分析

北斗卫星导航系统采用Klobuchar模型修正单频接收机用户的电离层延迟误差,由于此模型从亚洲地区应用角度考虑,在某一特定区域的修正精度甚至不足50%。为进一步提高区域电离层延迟修正精度,提出在原模型8个改正参数的基础上增加5个关键参数的Klobuchar改进模型,并采用松弛迭代与直线搜索法中的黄金分割相结合的算法对新增参数进行求解。以天津及其附近区域为例,利用GPStation6接收机采集到的实测数据对改进模型与原模型进行计算。将国际全球导航卫星系统服务组织（International GNSS Service,IGS）发布的全球电离层格网数据作为参考值,对比分析改进模型与原模型的修正精度。结果表明,区域Klobuchar改进模型在天津及其附近区域的电离层延迟平均修正精度比原模型提升了10.46%,平均修正精度达到77.51%。     

环火星自主导航系统设计及参数优化研究

当前火星探测器环绕段的导航信息主要依赖地面深空探测网提供,基于光学成像的导航方式尚不能提供较高的导航精度。因此提出一种应用相对测量的探测器实现火星环绕段的自主导航。两颗编队飞行的探测器进行相对测量,观测信息为探测器之间的相对视线矢量(LOS)。同时利用主星的星敏感器确定星体在惯性空间的姿态,将观测信息转换至惯性系下获得简化的观测方程,使用扩展卡尔曼滤波器(EKF)对卫星的轨道进行确定。介绍了具体导航方案的实现方法和技术细节,使用粒子群优化方法(PSO)对模型设计的相关参数进行优化,导航精度得到明显提高。实现位置确定精度10 m,速度确定精度0.01 m/s。为设计最优的编队导航系统参数提供了有效思路。     

悬停状态下小型无人直升机飞行动力学模型辨识

为了更好地研究小型无人直升机悬停状态动力学特性,对一个8.1 kg三轴陀螺仪增稳的电动直升机,从线性系统辨识方面及非线性建模方面,进行了动力学模型深入研究。在线性系统辨识过程中,应用频域辨识方法,在飞行中同时采集陀螺仪之前及之后的操纵数据进行双系统辨识。在非线性建模过程中,机体、旋翼及尾桨动力学被分别建模。尾桨动力学应用3阶段辨识法单独提取基底、陀螺仪及整体增稳模型。结合2种分析过程,应用非线性-线性模型结合修正方法,提高相互的仿真精度。结果表明:13阶高阶模型在线性辨识过程中相对比11阶模型表现更优;双系统线性模型的基底模型数据具有高质量高频特性,最高频率限制可达30 rad/s;除挥舞方程参数和尾桨参数以外,非线性数学模型（NMM）进行了7个非线性变量的修正,有效地拟合了悬停实验数据。      

Orbit determination of BeiDou navigation satellite system maneuvered satellites based on instantaneous velocity pulses parameters

The BeiDou navigation satellite system (BDS) comprises geostationary earth orbit (GEO) satellites as well as inclined geosynchronous orbit (IGSO) and medium earth orbit (MEO) satellites. Owing to their special orbital characteristics, GEO satellites require frequent orbital maneuvers to ensure that they operate in a specific orbital window. The availability of the entire system is affected during the maneuver period because service cannot be provided before the ephemeris is restored. In this study, based on the conventional dynamic orbit determination method for navigation satellites, multiple sets of instantaneous velocity pulses parameters which belong to one of pseudo-stochastic parameters were used to simulate the orbital maneuver process in the orbital maneuver arc and establish the observed and predicted orbits of the maneuvered and non-maneuvered satellites of BeiDou regional navigation satellite system (BDS-2) and BeiDou global navigation satellite system (BDS-3). Finally, the single point positioning (SPP) technology was used to verify the accuracy of the observed and predicted orbits. The orbit determination accuracy of maneuvered satellites can be greatly improved by using the orbit determination method proposed in this paper. The overlapping orbit determination accuracy of maneuvered GEO satellites of BDS-2 and BDS-3 can improve 2–3 orders of magnitude. Among them, the radial orbit determination accuracy of each maneuvered satellite is basically better than 1 m. simultaneously, the combined orbit determination of the maneuvered and non-maneuvered satellites does not have a great impact on the orbit determination accuracy of the non-maneuvered satellites. Compared with the multi GNSS products (indicated by GBM) from the German Research Centre for Geosciences (GFZ), the impact of adding the maneuvered satellites on the orbit determination accuracy of BDS-2 satellites is less than 9 %. Furthermore, the orbital recovery time and the service availability period are significantly improved. When the node of the predicted orbit is traversed approximately 3 h after the maneuver, the accuracy of the predicted orbit of the maneuvered satellite can reach that of the observed orbit. The SPP results for the BDS reached a normal level when the node of the predicted orbit was 2 h after the maneuver.     

基于UGF-GO法的EWIS退化系统可靠性分析

针对飞机电气线路互联系统（EWIS）差异性大、随时间退化严重、可靠性建模困难等问题,将通用生成函数（UGF）和GO法融合,提出了基于UGF-GO法的EWIS退化可靠性分析方法。首先,考虑EWIS各连接部件使用性能及环境的差异性,利用含随机参数的Wiener退化过程模型建立部件可靠性仿真模型,采用马尔可夫链蒙特卡罗（MCMC）算法对模型中的未知参数进行估计,并与传统二步法参数估计值进行对比,得到较为精确的系统部件退化可靠性曲线。其次,在分析系统退化可靠性时,利用UGF-GO法对某飞机EWIS结构可靠性进行建模及计算。最后,以某飞机电气线路互联系统为例,结合部件退化可靠性计算结果,评估系统在不同给定阈值下可靠性水平。结果表明:UGF-GO法可有效解决系统退化状态的可靠性分析问题。      

基于改进滑模自抗扰结构的永磁同步电机伺服控制

针对传统PID控制参数适应性差、响应慢等缺点,采用自抗扰控制算法与永磁同步电机一阶速度环模型相结合,设计了基于自抗扰的速度环数学模型,并在仿真软件验证了该算法对系统鲁棒性的提升。之后,针对自抗扰算法待整定参数多,参数没有明确物理意义的问题,采用了改进的滑模自抗扰控制器,使用新型滑模趋近律代替了传统最优控制函数,改善滑模趋近运动。通过建模和仿真实验,验证了改进的滑模自抗扰结构可以缩短系统进入稳态的时间,减小系统在平衡状态下转速和转矩的抖振幅度,改善了系统动态性能和控制精度。     

电子式互感器校验方法的设计与实现

对电子式互感器进行校验是确保其在电力系统中成功应用的前提.针对目前电子式互感器校验过程中存在的问题,提出了一种新的校验方法.利用有限次迭代和最小二乘法相结合的组合测量原理实现频率的快速准确测量;引入准同步算法并对其实现过程中几个关键环节的设计及参数选取问题进行讨论,有效抑制了因电网频率波动而导致的非同步采样对校验结果的影响;最后对校验方法的实现过程进行了仿真与实测,验证了方法的性能及效率.为便携式智能化校验装置的研制提供了强有力的理论支持.      

CMGs驱动空间机械臂的自适应终端滑模控制

摘要： 针对V构型控制力矩陀螺（CMGs）驱动的空间机械臂的轨迹跟踪控制问题,研究一种自适应非奇异终端滑模（ANTSM）控制方法.利用基于Kane方程的递推组集算法建立了系统的动力学模型.以跟踪误差为变量,构造非奇异滑动面,以保证跟踪误差在滑动面上有限时间收敛.针对系统质量特性参数与关节处干扰力矩的不确定性,设计自适应控制器用以调节控制增益.该控制方法无需不确定性的上界,且闭环系统具有最终一致有界性.仿真结果表明,该控制器可使系统准确跟踪期望轨迹,并对质量特性参数不确定性和关节干扰力矩具有良好的鲁棒性.     

基于GPS/北斗组合系统的高轨卫星定位技术研究

针对目前高轨GPS信号可用性差及定位精度低的特点, 对GPS/北斗组合系统的 高轨卫星定位技术进行研究, 对比分析了单GPS系统与GPS/北斗组合系统的卫 星可见性和几何精度因子. 结果表明, GPS/北斗组合系统比单GPS系统的卫星可 见性好, 且定位精度高. 同时通过提出在星载接收机上采用高精度原子钟, 可实现三星定位, 降低对接收机的技术要求.      

基于特征值分解的小天体着陆自主导航系统可观度分析

摘要： 针对非线性导航系统中状态估计可观性与导航精度之间的关系，采用基于误差方差阵特征值分解的可观度分析方法，结合扩展卡尔曼滤波(EKF)算法对非线性预测滤波(NPF)算法进行改进，推导改进预测滤波的误差协方差矩阵，并对其进行特征值分解.分析特征值和特征向量与导航精度的关系，以小天体探测器着陆自主导航系统为例进行仿真验证，与EKF导航精度比较的基础上验证改进的NPF算法的有效性和精确性，并分析不同误差因素(模型误差，陀螺噪声，陆标误差)对可观度的影响，为航天器实际过程中自主导航系统的滤波器设计提供参考.