运载火箭主动段自适应增广控制

针对运载火箭上升段在复杂飞行环境、大不确定性干扰和振动等因素的影响下，传统PID控制方法难以满足高品质控制需求的问题，进行了自适应增广控制(AAC)方法研究，以实现对运载火箭姿态的精确控制。在深入分析自适应增广控制系统整体构架的基础上，通过标称PID控制器设计与基于粒子群优化(PSO)的数字滤波器设计实现了刚体控制及对弹性振动的抑制；继而针对大范围干扰、不确定性和由于滤波器切换产生的弹性振动影响，设计了在线调整算法自适应调节PID控制增益，并对其工作机理与参数设计原则进行研究；然后设计干扰补偿回路和主动减载回路以减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响；最后在弹性振动、风干扰和参数不确定性等因素同时作用的状态下进行仿真分析，验证了自适应增广控制系统能够有效应对运载火箭主动段复杂飞行环境的影响，大幅度提升综合控制性能，具有理论研究意义与工程应用价值。     

带攻角约束的高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对带攻角(AOA)约束的高超声速飞行器控制问题，提出一种基于非对称时变障碍函数的非线性自适应反步控制方法。首先，将飞行器模型化为严反馈形式，以反步法为基础进行控制器设计。然后通过光滑饱和函数对名义攻角指令信号进行限幅，并保证限幅信号的可导性，限幅产生的误差通过设计辅助系统进行补偿。进而使用障碍函数对攻角指令跟踪误差进行非对称时变约束。针对不确定性和干扰，设计新型自适应律对集中干扰上界进行估计并补偿。最终通过Lyapunov理论证明了闭环系统状态量一致最终有界并且攻角始终满足时变约束。仿真结果表明，本文方法能够在满足攻角约束基础上保证良好跟踪性能。     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题，在存在外部扰动的情况下，基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性，利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明，系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定，全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

增广误差模型算法在目标跟踪中的应用

针对目标机动运行过程中,滤波模型与机动状态模型失配的问题,提出了一种新的增广状态误差滤波模型。不同于现有增广方案,该模型从模型失配所致状态滤波误差的角度出发,将状态估计误差增广为一状态量,通过滤波估计后用其校正原状态量。算法分析表明,该增广滤波模型具有自适应调节多重渐消因子的等效特性,增强了对目标的跟踪能力。基于该增广状态误差滤波模型,给出了滤波算法设计并进行了仿真实验。实验结果表明,基于该模型的滤波算法在对机动目标进行跟踪时具有更强的鲁棒性。     

捷联式航空重力测量系统的数据处理方法比较与分析

重力数据处理对获取高精度重力异常值有着重要作用，是重力测量的核心技术。重力仪在搭载运动载体进行重力测量时，载体的高频振动对重力测量数据和GPS数据均会产生不可避免的干扰，导致提取的重力异常粗值含有大量高频噪声。围绕重力数据的处理方法这一核心技术，介绍了FIR低通滤波、零相移滤波、标准Kalman滤波、正反Kalman滤波4种滤波方法的基本原理，运用这4种方法处理了SAG捷联式重力仪的某次实际飞行测量数据，比对了基于SINS/GPS组合导航和SINS/DGPS组合导航的重力测量数据处理结果。通过对本次试验重复测线内符合精度进行比对，验证了4种方法的可行性和优劣性，同时验证了SAG重力仪的测量精度。     

基于自适应网格的钝头体激波诱导燃烧现象数值模拟研究

钝头体激波诱导燃烧是爆震研究的一个基本问题。针对化学恰当量比的H2/Air预混气在Ma=4.79和Ma=6.46时的激波诱导燃烧现象开展数值模拟研究，采用基于有限体积法的块结构自适应网格加密程序AMROC对带化学反应源项的轴对称Euler方程解耦求解，考察了数值模拟中不同形式的MUSCL重构格式、限制器类型以及化学反应机理等重要因素对模拟结果的影响。结果表明，程序能够根据设定的加密判据较好地实现网格自适应加密，减小总网格量，实现高效数值模拟。通过与实验数据的对比，表明非定常激波诱导燃烧算例的准确程度不仅取决于化学反应机理，也取决于限制器类型，而采用两种不同形式的MUSCL重构格式获得的振荡频率则几乎一致，与试验结果的误差分别为1.17%和0.97%。模拟对比经典的Jachimowski机理和近年来新发展的几种包含压力相关反应步的氢/氧反应机理，模拟结果表明：对于Ma=4.79时的非定常激波诱导燃烧模拟，经典的Jachimowski机理仍然是能够给出与实验结果最接近的反应机理；而对于Ma=6.46时的定常激波诱导燃烧模拟，几种反应机理均能给出与实验吻合较好的结果。     

分析插值误差和斜率的轨迹优化网格细化方法

提出一种基于插值误差和斜率分析的轨迹优化自适应网格细化方法，包括节点插入算法和节点删除算法。节点插入算法分析各个离散节点的控制变量的插值误差。若插值误差较大，则在该节点周围增加节点细化网格；否则，不进行细化。节点删除算法分析各个离散节点处的控制变量斜率。若某个节点的左斜率和右斜率都为零，那么删除该节点；否则，保留该节点。采用三个典型的轨迹优化算例验证了所提出的方法的有效性和特色，并且与其它几种网格细化方法进行了对比。仿真结果表明，本文方法生成的网格规模较小，需要的网格迭代次数较少，能够快速、高精度求解非光滑轨迹优化问题。     

Research on navigation of satellite constellation based on an asynchronous observation model using X-ray pulsar

Pulsar navigation is a promising navigation method for high-altitude orbit space tasks or deep space exploration. At present, an important reason for restricting the development of pulsar navigation is that navigation accuracy is not high due to the slow update of the measurements. In order to improve the accuracy of pulsar navigation, an asynchronous observation model which can improve the update rate of the measurements is proposed on the basis of satellite constellation which has a broad space for development because of its visibility and reliability. The simulation results show that the asynchronous observation model improves the positioning accuracy by 31.48% and velocity accuracy by 24.75% than that of the synchronous observation model. With the new Doppler effects compensation method in the asynchronous observation model proposed in this paper, the positioning accuracy is improved by 32.27%, and the velocity accuracy is improved by 34.07% than that of the traditional method. The simulation results show that without considering the clock error will result in a filtering divergence.     

Neural adaptive control for a ground experiment of the space proximity operation in a six-degree-of-freedom micro-gravity simulation system

In this study, a neural adaptive controller is developed for a ground experiment with a spacecraft proximity operation. As the water resistance in the experiment is highly nonlinear and can significantly affect the fidelity of the ground experiment, the water resistance must be estimated accurately and compensated using an active force online. For this problem, a novel control algorithm combined with Chebyshev Neural Networks (CNN) and an Active Disturbance Rejection Control (ADRC) is proposed. Specifically, the CNN algorithm is used to estimate the water resistance. The advantage of the CNN estimation is that the coefficients of the approximation can be adaptively changed to minimize the estimation error. Combined with the ADRC algorithm, the total disturbance is compensated in the experiment to improve the fidelity. The dynamic model of the spacecraft proximity maneuver in the experiment is established. The ground experiment of the proximity maneuver that considers an obstacle is provided to verify the efficiency of the proposed controller. The results demonstrate that the proposed method outperforms the pure ADRC method and can achieve close-to-real-time performance for the spacecraft proximity maneuver.     

一种新的基于ANSYS的机翼挠曲变形建模方法

针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。