具有锥结构的二人半无限零和对策与DEA模型C^2WY

文中主要讨论DEA模型与对策模型之间的等价关系。提出了具有锥结构形式的二人半无限零和对策模型,并利用具有锥结构形式的半无限规划理论,证明了DEA综合模型C~2WY与相应的具有锥结构形式的二人半无限零和对策模型之间(弱)等价性。     

工程结构中异质薄层动力响应的 等效界面模型

研究了含异质薄层无限长弹性杆的动力响应问题, 采用了3种弹性薄层等效界面模型: 简单弹簧模型、考虑质量的弹簧模型和改进的弹簧模型. 后2种模型有效地模拟了杆的动力响应: 纵波的反射系数和透射系数在相当宽的低频范围内与理论值符合得很好. 提出的改进的弹簧模型既有简单弹簧模型的简单形式, 又包括了薄层惯性的影响, 比一般考虑质量的弹簧模型更加优越.      

基于有限元法的主动隔振单元建模分析

针对大载荷对象低频微振动主动振动控制平台的设计问题,提出一种基于模块拼装思想的主被动混合隔振平台结构方案,模块化设计大大简化了主动振动控制平台的设计难度,使得拼装后的平台具有承载能力强、精度高等优点,由于所用模块单元结构形式完全相同,组合后的主动隔振平台的特性完全取决于单元的特性;以主动隔振单元为研究对象运用有限元法建立其动力学模型,模型中包含以位移向量形式表示的外界激振项和以力向量形式表示的主动控制项,当上述两项为零时,可以通过求解动力学模型得到主动隔振单元的固有特性;利用ANSYS商用软件进行主动隔振单元的模态分析,对比结果验证了该动力学模型的正确性.     

模态价值分析在航天器模型降阶中的应用研究

模态价值分析 (ModalCostAnalysis ,简称MCA)是一种重要的模型降阶方法 ,它不仅反映了系统本身的力学特性 ,而且综合考虑了系统的可观性和可控性。文章首先给出了MCA的一般理论形式 ;然后重点推导了MCA应用于中心刚体加柔性附件类航天器动力学模型降阶的工程应用模型 ;最后通过详尽的应用算例 ,说明MCA应用于柔性航天器模型降阶的有效性。     

松质骨微观骨小梁结构的生物力学综合分析

股骨松质骨具有骨小梁的微观结构特性,影响了股骨的整体力学性能,找到适当的单元形状与骨小梁分布特点可以有效地进行股骨生物力学特性分析．采用不同结构的微观骨小梁单元模型分析各单元的生物力学特性,并采用快速成形样件力学实验和有限元分析相结合的方法,对由不同骨小梁单元及不同分布形式构成的股骨模型进行生物力学分析,找到了较好的微观骨小梁单元模型及总体布局形式,获得了快速成形样件实验分析与有限元分析2种结果的综合分析,并应用于股骨松质骨建模．所获得的微观单元优化结构可以有效地应用于仿生结构材料的制造．      

充液挠性航天器的建模与动力学分析

借助于Kane方法建立了充液中心刚体上带有挠性附件的航天器的开链多体动力学模型.采用了混合坐标法和弹簧-质量块液体晃动等效力学模型,所得方程形式简洁.由于引入了2级附件,该模型具有更强的通用性.以跟踪与数据中继卫星为例,给出了数值仿真结果.      

计算机辅助FMECA软件模型

从CAD框架和软件体系结构的角度出发分析、建立计算机辅助FMECA软件模型.首先分析研究了FMECA软件的目标和设计思想,进而重点描述FMECA软件应用OTO-D语义模型建立数据模型和软件框架结构;产品描述关系型数据库模型和可视化形式、上下自动转换的FMECA和信息查询自动化等的实现技术.     

不确定载荷下的桁架结构拓扑优化

对带有不确定扰动载荷的桁架结构拓扑优化问题进行了研究.将不确定载荷表示成有界凸集,从而把不确定性问题转化为一个确定性问题.构造了凸集载荷下以体积为约束的柔度最小化模型,该优化模型的实质是在高维椭球内计算最大柔度最小问题.由于采用传统优化模型存在计算上的困难,对凸集载荷进行了数学处理,并据此构造了半定规划形式的优化模型以便求解.优化结果相对于给定载荷的刚度虽然略低,但对不确定的扰动载荷却具有一定的承载能力.算例表明通过半定规划法构造的考虑扰动载荷作用下的优化结果鲁棒性较佳,结构形式更接近于实际工程结构.     

驾驶员－飞机闭环系统特性综合的一种方法

为获得驾驶员－飞机良好的匹配特性，根据Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ闭环系统评价准则，建立了相应的边界条件方程．采用牛顿迭代和最速下降法相结合，迭代求得驾驶员模型参数和飞机模型参数．按良好飞行器品质要求，对闭环特性进行综合．驾驶员模型选用俯仰跟踪时的形式，飞机模型采用等效系统模型．     

基于FDDPB方法的卫星姿态控制系统故障诊断

针对卫星姿态控制系统故障诊断问题,将执行机构及输出传感器的阶跃型和缓变型输出偏差统归于一种"参数偏差"型故障,介绍了改进的参数偏差型故障的实时检测与诊断 (FDDPB,Fault Detection and Diagnostics of Parameter Bias)算法,说明了此算法在卫星姿态控制系统执行机构和传感器故障诊断中的应用.引入卫星姿态动力学模型和飞轮模型,建立了算法仿真模型,选取执行机构阶跃型和缓变型故障作为故障注入条件,将该算法用于实验验证.仿真结果表明:该算法能够检测出系统发生的故障,且能够准确估计出故障幅值.      

变速变姿态下飞机燃油体积解算技术

为准确测量飞机不规则油箱内的燃油体积,在传统的查表插值法基础上,提出了基于等效传感器的自适应步长切割法（ASCM）,用于建立燃油质量特性数据库,通过引入等效传感器概念,实现了不同姿态下多传感器的信息融合;该方法根据切片截面积的变化率调整切割步长,从而减小了燃油体积解算时的插值误差;利用多传感器的输出值实现了燃油平面的最小二乘（LMS）拟合,当有效传感器较少时,再结合等效燃油平面姿态角拟合燃油平面,消除了加速度对燃油平面的影响;对传统的三维查表插值法进行改进,减小了由于燃油平面姿态角插值引起的误差。基于UG二次开发,设计了燃油体积解算平台。实际油箱CAD仿真验证结果表明:该方法所建的数据库数据规模小,燃油解算速度快,实现了加速度和姿态误差修正,并减小了差值误差,进一步提高了燃油的测量精度。      

组合航天器转动惯量在轨两步辨识标定

在轨辨识转动惯量参数是主动航天器与非合作空间目标构成组合体后实现高精度姿态控制的重要前提,文章提出了一种两步在轨辨识组合航天器转动惯量参数的方法。第一步以航天器本体坐标系滚动轴转动惯量为基准将转动惯量矩阵归一化,得到特殊的转动惯量比矩阵,建立与其相关的姿态动力学模型,提出了基于扩展卡尔曼滤波的在轨辨识算法,基于星上陀螺角速率测量信息在100s左右辨识出所有转动惯量比参数,克服了由于模型简单导致转动惯量信息辨识不完整的缺点;第二步基于第一步辨识得到的转动惯量比参数,采用最小二乘算法辨识得到滚动轴转动惯量值,计算量小,消耗能量少。最后给出仿真算例,辨识精度基本在1|之内,验证了方法的有效性。     

基于Fliess泛函展开式的航天器姿态控制

绍用Fliess泛函展开式研究航天器姿态控制问题。首先讨论一步预测及多步预测下的姿态跟踪。接着讨论当系统的解耦矩阵满秩时,在适当反馈下,闭环系统的Fliess泛函展开式具有有限项。由于航天器姿态动态方程具有非奇异解耦矩阵,有限项Fliess泛函展开式可以方便地应用于航天器姿态控制的在线设计。     

一类挠性卫星的受限变结构控制

针对挠性卫星控制受限问题,提出一种新的姿态控制方法,根据控制受限情况,确定逐步递为结构控制,第一步控制目标的设定都使得控制输入在限定的条件下,从而构成一个等价的控制不受限的变结构控制系统,满足滑动平面的到达条件。     

返回式卫星数字姿态控制系统及飞行试验结果

简要介绍我国返回式卫星上用的计算机数字姿态控制系统的方案;重点阐述姿态确定和相平面控制律的设计方法;最后简述飞行试验的结果。     

基于神经网络的多卫星姿态协同控制预测模型

摘要： 针对多卫星近距离对空间目标监测中的姿态协同控制问题，研究基于神经网络的智能控制模型.首先设计了面向任意姿态控制方法的神经网络自适应控制模型，该模型不改变卫星姿态控制方法本身，而是接收由理想控制模型生成的理想控制量，理想控制量经过神经网络后直接生成适用于卫星的控制量.根据神经网络对控制系统的系统级状态预测，基于一致性控制协议，设计了多卫星姿态协同控制模型.采用等效姿态角，通过数值仿真，分别验证了预测控制方法、输出状态预测、协同控制的方法正确性和有效性.     

反演航天器在轨瞬态外热流的导热反问题

获得航天器在轨飞行过程中的外热流数据对于研究热控涂层在轨退化规律、各种空间因素对热控产品的影响以及航天器姿轨控发动机羽流热效应都有非常重要的意义,然而直接测量热流存在很多困难,因此可以通过求解导热反问题得到满足一定精度的结果.首先,通过研究利用航天器设备在轨遥测温度值反演出航天器在轨瞬态外热流的导热反问题方法,建立了反演航天器在轨瞬态外热流的数学模型,采用共轭梯度法求解导热反问题并从物理概念角度改进了共轭梯度法的迭代过程以增加其抗不适定性;然后构造了两组能够代表目前大多数地球轨道航天器以及深空探测航天器在轨吸收外热流变化的数值试验对共轭梯度法的反演效果进行了检验.除阶跃变化位置以外反演值与真实值的最大相对偏差为2.9%,反演效果非常好;对于阶跃变化位置的吸收外热流在对反演结果进行分析处理后也能够得到较好的反演结果.      

单天线GPS姿态测量系统在制导火箭中的应用

了解决火箭横向尺寸不足以安装多天线GPS的技术问题, 提高制导火箭飞行姿态 的测量精度, 研究了利用单天线GPS进行姿态测量的方法. 引入伪姿态的概念, 分析了由伪姿态测量辅助求取载体姿态的具体算法, 建立了单天线GPS姿态测量的数 学模型, 利用卡尔曼滤波模型对状态矢量模型进行滤波, 得到相应的速度、加速度信息, 根据常规姿态与伪姿态的关系, 得到火箭的常规姿态信息. 通过仿真研究, 验证了这种姿态测量系统在制导火箭上的可行性和有效性.      

短基线约束条件下的整周模糊度二维搜索算法

通过对基线仰角和方位角的搜索,在二次残差最小的条件下确定整周模糊度。建立了搜索模型,论述了搜索原理及其应用的具体过程,推导了粗搜索和精搜索的步长。通过试验与最小二乘降相关平差(Least-squares Ambiguity Decorrelation Adjustment,LAMBDA)算法进行分析比较,验证了新方法的正确性及可靠性,得到了1cm的基线精度,0.6°的仰角和0.4°的方位角精度,且算法简单,搜索效率高,适用于载体的姿态测量。