气动弹性系统的阵风减缓与颤振主动抑制

针对Ｊ８飞机模型，研究了阵风减缓与颤振主动抑制的综合控制问题，应用现代控制理论设计控制系统，分别对机翼／外挂系统模型作开环和闭环分析。由数字式控制实现了阵风减缓与颤振主动抑制的风洞实验，风洞实验结果表明：设计控制律具有抑制颤振和减缓阵风响应的双重功能。     

非合作目标交会的双层MPC全局轨迹规划控制

针对空间非合作目标近距离视线交会中的全局最优鲁棒轨迹规划与控制问题,提出了基于高斯伪谱方法（GPM）和线性时变模型预测控制（LTVMPC）的双层模型预测控制（MPC）算法。在轨迹规划方面,以视线坐标系下的相对轨道动力学为模型、能量最少和控制精度最优为性能指标构建最优控制问题,利用GPM精度高、收敛速度快的特点将最优控制问题转化为易于求解的全局非线性规划问题,在MPC框架下求解得到全局最优的标称轨迹,克服了传统的MPC不适用于全局大范围非线性规划的缺点;在轨迹跟踪控制方面,考虑预测时域内状态转移矩阵的时变特性,设计了LTVMPC算法对标称轨迹进行追踪,避免了存在不确定性时轨迹的重规划,从而降低在线计算量,保证算法在线自主实施,并且采用滚动优化的策略使算法对不确定性具有鲁棒性。由于规划层和控制层考虑的约束相同,因此规划的轨迹是可控、可达的。数字仿真表明,在燃料消耗和交会时间等方面,提出的方法均显著优于传统的MPC方法,相较于传统的MPC方法,新算法的交会时间减少50%左右,燃料消耗降低30%以上。     

双压电振子异步振动主动调制湍流边界层流向涡减阻

以热线敏感丝为感受器、单片机(MCU)为控制器、双压电振子为动作器构成闭环控制回路,实现闭环主动控制湍流边界层相干结构减阻。采用安装在壁面上的展向布置的双压电振子异步振动方式,通过对压电振子输入3种不同振动频率,得到160 Hz工况实现最大减阻率为16.03%。压电振子振动使得湍动能更大程度地集中在能量峰值周围,改变了湍流边界层近壁区的含能结构,对相干结构产生调制作用。压电振子振动频率与相干结构特征频率越接近,减阻效果越好。闭环控制中控制压电振子所需要的电能节省开环的75%,实现与开环控制相近的减阻效果。施加控制加入条件检测的条件相位平均波形时间周期略变短,以压电振子壁面扰动方式调制近壁流向涡,减小壁面摩擦阻力,获得减阻效果。      

旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究

直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。     

机场场面运行控制仿真软件开发及关键技术

针对飞行区场面运行控制仿真的需求,在Anylogic仿真平台上设计和开发了基于Petri网的飞行区场面运行控制仿真软件,并用于实现A-SMGCS冲突监控算法。通过分析基于Petri网的场面运行建模与控制仿真需求,确定了软件的功能目标和体系结构。研究了软件实现和开发中的几个关键技术问题,如Petri网模型基本类的设计、面向闭环控制的Petri网模型扩展定义、开环和闭环场面运行Petri网模型的仿真算法设计。某机场飞行区的场面运行控制仿真表明,软件可以完成场面运行的闭环控制仿真,支持实现冲突监控算法。     

改进的车载空调压缩机无位置传感器控制起动方法

无位置传感器控制是空调压缩机控制系统的较优选择。针对基于滑模观测器(SMO)的永磁同步电机(PMSM)无位置传感器控制系统零速观测精度低、起动难度大等问题,提出了一种改进PMSM无位置传感器的零速低速起动及中高速域使用的SMO控制的切换方法。在电机低速和零速时,I/F控制使其工作在角度开环电流闭环的工况下,该算法的给定相位与观测相位误差达不到系统切换要求,需利用降低开环电路的方式来降低误差;在电机转速提高的同时补偿SMO的角度,使观测角度接近真实角度,2种算法切换时稳定性更高,抗干扰能力更强。根据MATLAB/Simulink仿真结果和实际3.5 kW车载空调PMSM调试,验证了该方法的可行性和改进算法的有效性。     

具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律

 针对再入飞行器带碰撞角约束的导引问题,设计了一种新型三维(3D)制导律。改进并扩展了圆轨迹导引算法,定义了2个圆轨迹跟踪误差变量。通过对导引任务的分析,提出闭环修正导引方法。在此基础上,对再入飞行器制导过程的动力学方程进行解析推导,设计出能适应再入飞行器速度大小变化的三维闭环圆轨迹制导律(3CCGL)。数学仿真结果表明:此制导律能导引再入飞行器沿终端约束方向精确命中目标;同已有算法相比,该制导算法优势明显,其导引的飞行路径短,终端碰撞速度大,并能实现大角度转向攻击,大幅提高再入飞行器的末段机动能力。     

空间机械臂地面装调与空间应用迭代学习控制

针对空间机械臂系统地面装调和空间应用两阶段的末端轨迹控制问题,提出了采用闭环PD型迭代学习控制算法对空间机器人进行轨迹跟踪控制,从而使在地面重力条件下装调好的空间机械臂能够在空间微重力条件下实现在轨操控任务。建立了空间机械臂在地面装调阶段和空间应用阶段的运动学与动力学模型,给出了控制算法和控制结构,并通过对控制器的收敛性进行分析,给出系统收敛的充分条件。仿真结果表明,采用闭环PD型迭代学习控制算法对轨迹跟踪是有效可行的。     

基于双闭环速度控制的捕获轨迹系统

中国现有高速风洞捕获轨迹（CTS）试验采用闭环形式的位置控制方式,外挂物模型处于间歇式运动模式,导致试验效率较低和可能出现“假碰撞”。鉴于此,提出了一种双闭环速度控制策略,通过建立外挂物模型的气动力/力矩误差控制环,动态产生最优速度变换尺度,在试验过程中始终以外挂物模型运动速度为控制目标,实现了CTS试验速度控制方式。地面仿真和风洞试验结果表明：双闭环速度控制策略原理正确,获得的轨迹与位置控制方式具有较好的一致性,而且克服了可能出现的“假碰撞”现象,试验时间缩短一半,数据重复性好,获得的轨迹数据信息大幅增加。证明该双闭环速度控制策略具有广阔的应用前景。     

步进电机在某小型五轴转台中的应用

介绍了步进电机在某小型五轴转台控制中的应用与工程实现。其较高的定位精度、无位置累积误差、开环运行机制,与闭环控制系统相比降低了系统成本;可编程的驱动控制器,提高了系统控制的灵活性及可靠性。     

航天器交会对接模拟系统逼近过程自抗扰控制

航天器交会对接地面模拟系统用于研究航天器交会对接过程的动力学、导航与控制等方面的相关问题。模拟器通过气浮轴承悬浮在大理石平台上来模拟太空的无摩擦微重力环境。通常情况下要保证大理石平台足够水平,由于实际平台不可能完全水平,模拟器的重力分量会使模拟器产生下滑现象,这种现象对大型地面模拟器设备尤为严重。针对模拟器的逼近过程设计了轨迹规划。为了减小测量信号噪声的影响,采用跟踪微分器(TD)对整个逼近过程中的测量信号进行滤波。针对逼近过程中模拟器存在下滑力等干扰问题设计控制器,通过扩张状态观测器(ESO)实时估计干扰量,进而对干扰量进行补偿。对模拟器冷喷气推力系统制定了推力器分配策略,采用脉冲宽度调制(PWM)技术实现对推力的近似等效。提出的控制方法应用于航天器交会对接地面模拟系统,实验结果表明所提出的控制方法能有效消除下滑力等干扰的影响。     

Super twisting controller for on-orbit servicing to non-cooperative target

A relative position and attitude coupled controller is proposed for rendezvous and docking between two docking ports located in different spacecraft. It is concerned with servicing to a tumbling non-cooperative target spacecraft in arbitrary orbit subjected to external disturbances.By considering both kinematic and dynamical coupled effects of relative rotation on relative translation, a coupled dynamic model is established to represent the relative motion of docking port on target spacecraft with respect to another on the service spacecraft. The spacecraft control is based on the second order sliding mode algorithm of super twisting(ST). It is schemed to manipulate the relative position and attitude synchronously. A formal proof of the finite time convergence property of the closed-loop system is derived theoretically by the second method of Lyapunov. Numerical simulations with the designed ST controller are presented to validate the analytic analysis by contrast with the twisting control algorithm. Simulation results demonstrate that the proposed relative position and attitude integrated controller is characterized by high precision, strong robustness and high reliability.     

基于新型终端滑模的航天器执行器故障容错姿态控制

针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题,提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面（ENFTSM）与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时,假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务,相比一般终端滑模控制器,本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点,且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法证明本文设计的控制器能保证闭环系统稳定,且能有效地抑制外部干扰、控制受限和执行器故障等约束。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果表明了该控制器的有效性。     

航天器多约束交会的仅测角导航最优多目标闭环制导

研究了航天器多约束交会的仅测角导航最优多目标闭环制导问题,优化目标包括交会时间、燃耗和仅测角导航可观性指标,并考虑了视觉传感器视场角、推力器推力幅度和最小安全距离等各种约束条件,建立了多约束、多目标优化下的仅测角导航和闭环制导问题的数学模型,分析了仅测角导航和闭环制导之间的耦合关系。最后,通过Matlab遗传算法工具箱中的多目标优化函数,求解得到了该多目标优化模型的Pareto最优解集,结果显示交会时间、燃耗和仅测角导航可观性指标不能同时达到最优,存在相互制约关系,即提高其中一种优化目标的性能会降低其他优化目标的性能。     

基于新型终端滑模的航天器执行器故障容错姿态控制简

 针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题,提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面（ENFTSM）与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时,假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务,相比一般终端滑模控制器,本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点,且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法证明本文设计的控制器能保证闭环系统稳定,且能有效地抑制外部干扰、控制受限和执行器故障等约束。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果表明了该控制器的有效性。     

Anti-disturbance attitude control of combined spacecraft with enhanced control allocation scheme

In this paper, we propose a novel anti-disturbance attitude control law for combined spacecraft with an improved closed-loop control allocation scheme. More specifically, a saturated approach is adopted to guarantee the global asymptotic stability under control input saturation. To enhance the robustness of the system, a nonlinear disturbance observer is constructed to compensate the disturbances caused by inertial parameter uncertainty and unmodeled dynamics. Next, the quadratic programming algorithm is used to obtain an optimal open-loop control allocation scheme, where both energy consumption and actuator saturation have been considered in the allocation of the virtual control command. Then, a modified closed-loop control allocation scheme is proposed to reduce the allocation error under the actuator uncertainty. Finally, stability analysis of the closed-loop system with the proposed allocation scheme is provided. Simulation results confirm the effectiveness of the proposed control scheme.     

Robust attitude coordinated control for spacecraft formation with communication delays

In this paper,attitude coordinated tracking control algorithms for multiple spacecraft formation are investigated with consideration of parametric uncertainties,external disturbances,communication delays and actuator saturation.Initially,a sliding mode delay-dependent attitude coordinated controller is proposed under bounded external disturbances.However,neither inertia uncertainty nor actuator constraint has been taken into account.Then,a robust saturated delay dependent attitude coordinated control law is further derived,where uncertainties and external disturbances are handled by Chebyshev neural networks (CNN).In addition,command filter technique is introduced to facilitate the backstepping design procedure,through which actuator saturation problem is solved.Thus the spacecraft in the formation are able to track the reference attitude trajectory even in the presence of time-varying communication delays.Rigorous analysis is presented by using Lyapunov-Krasovskii approach to demonstrate the stability of the closed-loop system under both control algorithms.Finally,the numerical examples are carried out to illustrate the efficiency of the theoretical results.     

在轨服务航天器对目标的相对位置和姿态耦合控制

研究在轨服务航天器自主逼近与捕获目标航天器过程中的相对位置和姿态耦合动力学与控制问题.考虑控制输入耦合,建立服务航天器对目标航天器的相对位置和姿态一体化耦合动力学模型.基于此耦合动力学模型,考虑相对位置跟踪中的控制指令耦合和控制输出受限,利用反馈线性化理论,设计相对位置和姿态一体化耦合控制算法.并利用李雅普洛夫理论证明...     

大型低轨道载人航天器电位主动控制

采用高电压太阳电池阵供电系统的低轨道(LEO)大型航天器会收集周围空间环境电子电流,使其被充电到较高的负电位,从而对航天器交会对接和航天员出舱产生严重的危害,因此对这种航天器表面电位进行主动控制可有效降低航天器运行风险和保障航天员安全。采用地面模拟试验的方法,利用空心阴极等离子体接触器发射电子的手段,模拟太空环境下对带负电航天器表面电位进行有效控制。研究结果表明,最小工质流率大于4.0 sccm时空心阴极发射的电子电流可以抵消航天器吸收的电子电流,实现航天器电位的自适应控制,将航天器表面电位钳制在20 V之内;且随着氙气流率的增加,钳位电压会更小。这一方法将有效避免航天员出舱活动和航天器交会对接时的放电危险,对中国航天器带电效应防护具有很重要的意义。