一种高超声速飞行器的非线性再入姿态控制方法

针对高超声速飞行器的再入非线性动力学模型,利用SDRE（state dependent Riccati equation）设计姿态控制器。基于奇异摄动理论,把姿态动力学分解成姿态角和姿态角速度跟踪内、外环回路,同时把非线性动力学伪线性化。每个跟踪回路用SDRE获得控制律,考虑到SDRE局部渐近稳定的特点,可以保证系统闭环稳定。最后设计高超声速飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行仿真,验证了该方案的有效性。     

低速风洞绳牵引并联机器人支撑系统的模型姿态与振荡控制研究

介绍了基于机器人技术的绳牵引并联机构的特点;设计并建造了适用于低速风洞试验的八绳六自由度绳牵引并联支撑机构样机(WDPSS-8),给出其具体的结构参数,分析了该机构的特点及可行性;建立了该系统的运动学位姿逆解模型和静力学模型,完成了运动学逆解的推导,得到已知缩比模型位姿求绳长变化的公式;搭建了相应的绳牵引并联机构的控制实验平台,在此基础上进行了静力学工作空间的分析,通过 Matlab 编程仿真得到了缩比模型在主位姿处3个姿态角的工作空间;并在此实验平台上进行了缩比模型的三转动自由度姿态变化运动控制,实现了缩比模型运动到指定角度的控制;在此基础上按指定振幅和频率进行了三转动单自由度振荡的运动控制;对运动控制试验结果进行了初步的误差分析.     

姿控用再生冷却推力室传热特性研究

对采用MON-25／MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25／MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。     

一颗低轨道卫星在轨故障抢修与恢复

某遥感卫星,在发射入轨稳定运行期间,各项性能指标优于设计要求。由于陀螺停转导致卫星故障,主份贮箱燃料和蓄电池电源已耗尽,卫星处于自由旋转状态。通过实施一系列抢救控制方案,经过2个月左右的艰苦努力,将卫星恢复正常。抢救后的在轨测试表明,卫星各项性能指标与发生故障前相当。文章介绍了卫星抢救过程的控制技术及实施情况。     

微纳卫星释放分离参数的测试方法

采用自由落体的试验方法,在地面模拟卫星在轨释放过程,测试某微纳卫星在轨释放速度、姿态以及对卫星星上设备的冲击,卫星的释放速度通过高速摄影的测量方法,卫星的释放姿态和星上设备的冲击响应通过集成在试验卫星上的测试系统测量。该试验方法可以一次测量出卫星的释放姿态、释放速度以及释放分离对卫星星上设备的冲击响应。     

基于微小卫星合作博弈的失效航天器姿态接管控制

针对多颗微小卫星接管控制失效航天器姿态运动的问题,提出了一种基于多颗微小卫星合作博弈实现对失效航天器姿态接管控制的方法。首先,面向失效航天器姿态接管控制任务需求,设计了各颗微小卫星的局部目标函数,并在考虑多颗微小卫星与失效航天器所形成组合体的动力学约束、微小卫星控制约束的情况下,建立了多颗微小卫星的合作博弈模型。其次,为实现失效航天器对时变期望姿态轨迹的跟踪,在合理设计期望姿态轨迹的基础上,通过构建组合体增广姿态运动方程,将跟踪期望姿态轨迹的要求描述为微小卫星合作博弈控制问题中的一组约束,并建立了多颗微小卫星控制失效航天器跟踪时变轨迹的合作博弈帕累托最优策略的求解框架。最后,对微小卫星合作博弈控制方法的有效性进行仿真验证,结果表明：该方法能够在不需要进行微小卫星控制分配的情况下,通过多颗微小卫星的合作博弈实现对失效航天器的姿态接管控制。与传统方法相比,这种控制方法可避免进行微小卫星之间的控制分配,能够实现微小卫星能量消耗的全局最优且设计简单便于考虑微小卫星的控制约束。     

一种空间目标RCS序列的姿态异常检测方法

准确、快速判断空间目标姿态运动模式异常,对于空间目标监测具有重要意义。针对空间目标雷达散射截面 (Radar Cross Section,RCS)序列,提出一种基于小波包分解（Wavelet Packet Decomposition,WPD）能量谱特征的无监督机器学习异常检测方法,并采用单类支持向量机(One Class Support Vector Machine,OCSVM)验证异常检测效果。设置了几种典型异常场景进行仿真分析,试验结果表明,该方法能有效检测出三轴稳定类空间目标发生失稳旋转的姿态异常。相比于传统统计参数特征、小波变换统计参数特征及能量特征的姿态判别方法,具有检测概率高、鲁棒性好的特点。     

舰载机惯导系统快速传递对准方法建模与仿真

为解决舰载机惯导系统在大方位失准角条件下的快速传递对准问题,提出了一种新的线性化方法.通过舰船坐标系与舰载机标称坐标系之间的方向余弦矩阵,将舰船坐标系与舰载机实际坐标系之间的大方位失准角问题,转化为舰载机标称坐标系与舰载机实际坐标系之间的小方位失准角问题,建立了舰载机传递对准的线性化数学模型,采用"速度+姿态"匹配法对传递对准滤波器进行仿真.结果表明在20 s时间以内曲线即收敛,使得水平失准角误差和方位失准角误差在1以内,满足了对准速度和精度的要求,克服了传统方法对准时间较长的缺点.     

新一代运载火箭姿态控制技术

开展了新一代运载火箭姿态控制设计技术研究,推导了工程适用的姿态动力学模型,基于牛顿-欧拉法建立了刚体质心和绕质心运动方程、液体晃动方程,基于有限元方法建立了火箭弹性振动方程,弹性运动方程基于空间模态,反映了横向、纵向、扭转与助推器局部模态对火箭的姿态与载荷的影响.基于空间模态的姿态动力学模型研究了姿控系统设计方法,给出了工程适用的姿控系统设计方法.开展了容错重构技术研究,分析了伺服机构故障对姿控系统的影响,为提高运载火箭的飞行可靠性和抗故障能力奠定了基础.对主动减载技术进行了研究,能够对高空风产生的气动载荷进行主动抑制,放宽了发射条件,对新一代捆绑运载火箭姿控系统的设计具有重要的借鉴意义.     

Exponential Time-varying Sliding Mode Control for Large Angle Attitude Eigenaxis Maneuver of Rigid Spacecraft

An eigenaxis maneuver strategy with global robustness is studied for large angle attitude maneuver of rigid spacecraft. A sliding mode attitude control algorithm with an exponential time-varying sliding surface is designed, which guarantees the sliding mode occurrence at the beginning and eliminates the reaching phase of time-invariant sliding mode control. The proposed control law is global robust against matched external disturbances and system uncertainties, and ensures the eigenaxis rotation in the presence of disturbances and parametric uncertainties. The stability of the control law and the existence of global siding mode are proved by Lyapunov method. Furthermore, the system states can be fully predicted by the analytical solution of state equations, which indicates that the attitude error does not exhibit any overshoots and the system has a good dynamic response. A control torque command regulator is introduced to ensure the eigenaxis rotation under the actuator saturation. Finally, a numerical simulation is employed to illustrate the advantages of the proposed control law.