某型航空发动机涡轮盘结构可靠度计算

针对传统涡轮盘确定性应力和寿命计算上对参数分散性考虑的不足,采用应力—强度干涉法和模糊概率积分法(FPI)计算某型航空发动机涡轮盘关键位置的结构可靠度,将两种方法结果进行对比分析,说明FPI方法的有效性和快速性,并分析了干涉法计算中的某些近似对可靠度计算结果带来的影响,最后采用FPI方法计算了整个涡轮盘的结构可靠度分布,该结果对掌握整个涡轮盘的可靠度水平及对涡轮盘进一步设计具有参考价值。      

基于简化FXLMS算法的磁悬浮控制力矩陀螺动框架效应精确补偿方法实验研究

磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）是一种用于航天器姿态控制的高精度长寿命惯性执行机 构,动框架效应补偿是MSCMG实现高精度性能的关键技术之一。然而现有的FXLMS补偿算法由 于模型复杂、计算量大而难以实际应用。通过分析MSCMG磁轴承对象特性,提出一种简化FXL MS算法,将对象滤波器简化为常数对角阵,大幅度减少了算法计算量。对简化算法进行了仿 真,并在MSCMG样机上面进行了动框架效应补偿实验。实验结果表明：简化后的自适应控制 系统,收敛性好,跟踪速度快,具有理想的精度和较强的鲁棒性。
     

有限推力交会的最省燃料轨迹

给出了航天器有限推力交会的最省燃料轨迹。首先应用三角变换技术将推力约束 转化为没有任何约束的虚拟控制,进而利用直接优化方法,应用参数化控制方法以及强化技 术将控制向量表示为分段常值函数,将上述最优控制问题转化为非线性规划问题。应用经典 的参数优化方法即可求得最优控制律的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近 连续最优解的参数化解。仿真结果表明提出的控制方案是行之有效的。
     

导弹质量矩控制技术发展综述

质量矩技术是近年来导弹控制领域研究的热点问题之一。它是通过调整弹体内部活动质 量块的状态来实现导弹机动飞行的。与传统的气动舵控制方式相比,它具有响应快、气动外 形简单、无舵面烧蚀问题等优点,在大气层内高超声速飞行控制领域具有广阔的应用前景。 简述了质量矩技术的原理及应用领域,回顾了导弹质量矩控制技术的发展历程;从总体 布局、动力学建模、控制系统设计等方面综合分析了质量矩技术的研究现状;提出了一些当 前需要解决的难点问题,供相关人员参考。
     

飞轮姿控小卫星模糊控制方法研究

对三轴稳定飞轮姿控小卫星的模糊控制方法进行了研究。不考虑解耦运算,基于模糊控制,以姿态角偏差及偏差变化率为输入,飞轮转动角加速度为输出,在每个通道分别加入模糊控制器,实现了对小卫星滚转、俯仰和偏航通道耦合系统的有效控制。仿真结果表明:该法对干扰抑制明显、对结构参数变化不敏感,响应过程有良好的快速性和较高的稳态精度(可达1×10-4rad),可避免传统方法中对动力学方程的直接解耦操作,应用时可将模糊控制规则转化为控制表储存在星载计算机,简单高效。     

基于J_2项摄动的星地链路时间窗口快速算法

星地链路时间窗口计算是卫星系统任务调度必须解决的重要问题之一。分析J2项摄动的LEO卫星和地面站的空间位置关系,提出一种通过偏近点角的超越方程计算时间窗口的新方法,采用以大圆近似星下点轨迹的方法求解此方程。仿真表明,时间窗口起始时刻误差小于1s,时间窗口长度误差小于1.2s,计算时间减少了99.7%。算法在保证精度的同时大幅度降低时间窗口的计算量,为卫星系统任务调度提供有效支持。     

“神舟号”载人飞船开伞控制方案设计

载人飞船的开伞控制方案是回收着陆系统设计中的一个关键环节,它直接关系到飞船回收着陆系统工作的成败。文章根据载人飞船特点的分析,制订了飞船开伞控制方案,即采用静压高度控制法来控制开伞,然后根据静压高度控制的工作原理,详细介绍了开伞控制方案的设计方法和流程。仿真试验和飞行试验结果表明:"神舟号"载人飞船开伞控制方案的设计是合理的、正确的。     

人控制行为的模糊控制模型的参数辨识方法

在有人参与的控制过程研究中,确定人操作者的模糊控制模型的参数是非常困难而复杂的一步,也是此研究领域的一个重点。这个问题的解决,将对人一机控制系统的研究,分析和设计有着十分重要的意义。 本文根据已知的人的模糊控制模型,提出了一种参数辨识方法,并进行了参数辨识实验。实验结果表明:此辨识方法简单方便、且十分有效而实用。它不仅可以为人的模糊控制模型的研究提供基本数据,而且为参数辨识研究提供了新的途径。     

倾斜转弯导弹耦合通道控制研究

倾斜转弯（BTT）导弹的俯仰与偏航通道之间存在着强烈耦合，使得根据经典控制理论的自动驾驶仪三通道独立设计方法遇到一定困难。基于局部模型跟踪理论，研究了倾斜转弯导弹的耦合控制问题，提出了一种新的自动驾驶仪设计方法，该方法能有效地提高导弹控制精度和快速响应能力。     

动力入流对直升机旋翼前飞操纵导数的影响

动力入流模型把直升机旋翼扰动运动产生的气动力变化和诱导速度的扰动直接联系起来，是一种简便实用的旋翼非定常气动力模型，本文把动力入流模型引入到直升机旋翼前飞操纵导数（升力，滚转力矩和俯仰力矩随总距及周期变距的变化）的分析计算中，通过分析，弄清了不同前进比，不同总距条件下动力入流对操纵导数的影响规律，并对动力入流的影响作了物理解释。