平流层飞艇定点保持模式控制方法研究

平流层飞艇作为执行高空长航时任务的平台近年来引起了全球范围的关注。平流层飞艇运行的技术难题之一就是其在定点保持模式下的自主定位和定姿问题。本文率先建立了平流层飞艇定点保持模式的动力学模型,在此基础上,采用李雅普诺夫(Lyapunov)稳定性理论针对平流层飞艇定点保持模式的非线性系统设计了一种非线性控制律,并证明了所得到的闭环系统是全局渐近稳定的。通过数学仿真验证了该控制方法对非线性系统控制的有效性。     

平流层飞艇外形气动特性分析

结合某平流层飞艇的外形设计,文章采用数值模拟的方法研究了平流层飞艇外形的气动特性。基于雷诺平均N-S方程,采用非结构网格的有限体积方法进行了求解;空间离散分别采用了Jameson的中心格式和Osher逆风格式,时间离散则采用五步Runge-Kutta格式;紊流模型分别采用了S-A一方程模型M-SST两方程模型。本研究有助于了解平流层飞艇的气动特性及气动外形设计过程中存在的问题,为平流层飞艇设计提供参考依据。     

基于离子风电推进系统的平流层飞艇飞行轨迹分析

针对传统螺旋桨受大气密度等环境变化影响,推力和效率显著下降的特点,提出将新型离子风电推进系统应用于平流层飞艇,建立动力学模型和相应推力模型,通过Simulink模块开展轨迹跟踪与定点控制仿真,并对15 km到30 km高度上螺旋桨和离子风作为平流层飞艇主动力的飞行轨迹进行对比分析。结果表明,40 kW功率下,在20 km以上高度,离子风动力飞艇的飞行曲线偏移量与瞬态响应时间远小于螺旋桨动力飞艇。通过优化离子风推进器的结构,选取最佳电压和电极间隙,有可能实现离子风作为飞艇的主动力。     

反步法与神经网络融合的平流层飞艇轨迹鲁棒控制方法

针对平流层飞艇水平轨迹控制面临外部风场扰动和模型参数不确定的特点,提出一种反步法与RBF神经网络融合的非线性鲁棒轨迹控制方法。该方法采用Lagrange动力学模型,通过反步法直接求解推力和力矩的控制律,采用RBF神经网络动态优化调整反步法的控制增益参数。仿真结果表明,新的控制方法可实现平流层飞艇对直线/圆组合式参考轨迹的高精度跟踪控制,有效克服风场扰动和模型不确定性因素造成的不利影响。     

平流层飞艇艇务管理任务分析

针对平流层飞艇的特点,文章分析艇务管理的主要任务,并对艇务管理的任务特点探讨了艇务管理系统在设计时可采用的各种技术,为开展平流层飞艇的研制提供设计思路。     

平流层飞艇艇务管理任务分析

针对平流层飞艇的特点，文章分析艇务管理的主要任务，并对艇务管理的任务特点探讨了艇务管理系统在设计时可采用的各种技术，为开展平流层飞艇的研制提供设计思路。     

风场综合利用的新型平流层浮空器轨迹设计

针对平流层底部准零风层特点,提出一种基于风场综合利用进行长时区域驻空的新型平流层浮空器,系统采用南瓜形超压气球体制,建立系统的浮重模型、推阻模型和能源模型,利用迭代算法完成了总体方案设计。在此基础上,建立动力学模型和高度调控模型,针对我国某地风场模型,设计东西、南北方向独立控制区域驻留策略以及基于风场综合利用的协同控制区域驻留策略,通过SIMULINK模块开展区域驻留仿真,并对五种控制模式下的飞行轨迹进行对比分析。     

基于B样条的平流层飞艇外形优化设计

为改善飞艇气动性能,提高推进系统的效率,增加飞艇承受有效负载的能力并延长其运行时间,将飞艇艇体气动阻力和艇体表面积两个主要因素引入到平流层飞艇外形优化设计中,建立了复合目标函数,在飞艇体积不变的前提下,采用EXTREM数值优化算法,对平流层飞艇外形基于B样条曲线参数化方法在体积和长度不变的限制条件下,进行了双目标优化设计,优化后,外形的气动阻力减小了7.12%,同时飞艇艇体表面积也减少了1.76%。文章的研究结果实现了减阻和减重的双重目标,证明了该方法是合理可行的,可为平流层飞艇总体设计提供相关参考。     

平流层飞艇飞行温度限和飞行速度限分析

平流层飞艇的飞行性能对其飞行安全、机动能力等非常重要.本文结合平流层飞艇的特点,提出"飞行温度限"和"飞行速度限"对其极限飞行性能进行评估,并在理论分析的基础上,提出相应的估算方法.通过具体实例,对平流层飞艇的极限飞行性能进行评估.     

太阳电池对平流层飞艇热特性的影响分析

研究太阳电池对平流层飞艇驻空阶段热特性的影响。建立了太阳电池热模型、平流层飞艇热分析模型,包括热平衡方程、太阳直射辐射、天空散射辐射、地面反射辐射、大气长波辐射、地球长波辐射、蒙皮长波辐射、对流换热等;采用多节点模型,对平流层飞艇在驻空期间太阳电池、蒙皮与艇内氦气温度变化过程进行了数值模拟,得到了温度昼夜变化规律;分析了太阳电池（含隔热结构）的等效面积热阻、转换效率、铺装面积对平流层飞艇热特性的影响,得到了其温度昼夜变化规律。本文为平流层飞艇热性能分析和热控系统设计提供依据。     

半硬式平流层飞艇龙骨结构设计与有限元分析

文章基于内部带有龙骨的半硬式平流层飞艇的结构设计,应用ANSYS有限元分析软件建立了龙骨的计算模型。对约束条件以及结构单元参数进行了分析,得到了龙骨结构在重力载荷作用下的应力和变形。计算结果符合结构设计规范的要求,可以为半硬式平流层飞艇的结构设计提供参考。     

平流层验证飞艇结构体系比较研究

为研究平流层飞艇的受力、变形及合理的结构体系布局,根据平流层飞艇结构特点,提出了十种结构体系布局方案。基于浮力与重力作用下平衡形态的原理,建立平流层飞艇结构分析方法和各体系分析模型。以一个25m验证飞艇作为对象进行了系统的数值分析,与工程弹性理论进行比较,论证了各体系的结构特点,最后提出合理的结构体系。本文对平流层飞艇结构设计具有参考价值。
     

隔振平台对姿态控制系统影响分析及参数选择

为实现卫星的高精度高稳定度姿态控制,在控制力矩陀螺群(CMGs)和星体之间加装了隔振平台。首先依据整星动力学简化模型推得了隔振系统传递函数矩阵;然后分析了隔振平台的使用给姿态控制系统带来的影响,并提出了一种既能使CMGs隔振平台满足隔振要求,又能保证姿态控制系统充分稳定性的参数选择方案;最后通过数值仿真的方式验证了所提出的参数选择方案的合理性。     

平流层飞艇热力学模型和上升过程仿真分析

建立了平流层飞艇的热力学控制模型,并采用该模型对飞艇的上升过程进行了仿真分析。分析表明,飞艇上升过程中的热力学和动态传热过程对飞艇的浮力和飞行控制有重要影响;飞艇上升过程中,为保持艇内外压差,需维持较大的空气出流量,艇内气体随外界压力降低膨胀做功,飞艇会处于较大的超冷状态,飞艇与外界大气的对流换热和日照条件下吸收太阳热辐射能量,可减轻飞艇的超冷状态;飞艇上升速率越快,艇内外气体温差越大,飞艇超冷状态越严重,净静升力降低越大。     

平流层飞艇定点保持模式的建模与稳定性分析

平流层飞艇作为一种新型的通信和观测等应用平台受到世界各国越来越多的重视,定点保持模式是平流层飞艇的飞行任务中很重要的一环。该模式下的控制系统与平飞模式下的传统舵面、螺旋桨控制系统相比具有较大的特殊性。文章建立了平流层飞艇定点保持模式的动力学模型,并分析了模型中假设的控制输入即矢量推力螺旋桨执行机构所产生的控制力和力矩在物理实现上的可行性。在此基础上,采用李雅普诺夫(Lyapunov)近似理论对无控制输入系统进行了稳定性分析,得出系统在无控制输入时是不稳定的,最后通过仿真验证了分析结果。     

火箭末级离轨系统中电动力绳系释放条件分析与控制设计

绳系释放过程是电动力绳系火箭末级离轨技术的关键,开展了绳系释放条件分析及控制方案设计。首先,基于"珠式"思想,建立离轨系统绳系释放过程的刚-柔耦合动力学模型。随后,基于数值仿真开展绳系释放条件分析。仿真结果分析发现,释放时火箭末级初始姿态对绳系释放稳定性影响较大,仅靠绳系拉力控制,系统稳定裕度较小,很难保证绳系释放稳定性。据此,进一步提出了一种绳系稳定释放控制方案,并通过数值仿真验证了控制方案的有效性。     

Tether-platform coupled control

From the control point of view, tethered systems pose several challenges, the major one pertaining to the regulation of the unstable system dynamics during the retrieval phase. On the other hand, the system configuration permits design of controllers using length rate, tension and offset schemes, which are not feasible with other satellites. Here “offset” refers to the time dependent variation of the tether attachment point at the platform end. The present paper studies several applications of the offset scheme in controlling the tethered systems. To that end, planar equations of motion of a space platform based Tethered Satellite System (TSS) are derived by the Lagrangian procedure. This is followed by representative results aimed at the offset control of platform pitch, tether attitude and vibration motions. The offset scheme is used for simultaneous control of platform and tether pitch motion. Finally the attention is directed towards simultaneous regulation of the platform pitch and longitudinal tether vibration. The numerical results clearly show considerable promise for the offset control scheme in regulating tether, platform and combined tether-platform dynamics.     

同步轨道多星共位位置保持研究

本文对同步轨道多星共位位置保持策略进行了初步研究，阐述了该策略的基本原理及方法，并提出了对卫星姿控系统及地面测控系统的精度要求。     

Application of SDRE technique to orbital and attitude control of spacecraft formation flying

This paper proposes the application of a nonlinear control technique for coupled orbital and attitude relative motion of formation flying. Recently, mission concepts based on the formations of spacecraft that require an increased performance level for in-space maneuvers and operations, have been proposed. In order to guarantee the required performance level, those missions will be characterized by very low inter-satellite distance and demanding relative pointing requirements. Therefore, an autonomous control with high accuracy will be required, both for the control of relative distance and relative attitude. The control system proposed in this work is based on the solution of the State-Dependent Riccati Equation (SDRE), which is one of the more promising nonlinear techniques for regulating nonlinear systems in all the major branches of engineering. The coupling of the relative orbital and attitude motion is obtained considering the same set of thrusters for the control of both orbital and attitude relative dynamics. In addition, the SDRE algorithm is implemented with a timing update strategy both for the controller and the proposed nonlinear filter. The proposed control system approach has been applied to the design of a nonlinear controller for an up-to-date formation mission, which is ESA Proba-3. Numerical simulations considering a tracking signal for both orbital and attitude relative maneuver during an operative orbit of the mission are presented.     

星载大型空间天线的一种解耦控制方法

针对星载大型空间可展开天线与卫星平台之间的动力学耦合问题提出一种三自由度驱动与测量机构用于连接天线臂与卫星平台。该机构以驱动电机来控制天线臂转动,通过角度传感器对天线臂转角的测量来实现反馈控制,同时在卫星姿态控制系统中引入前馈控制进行反作用力矩补偿,实现卫星平台与天线之间的解耦控制、抑制天线的振动、提高卫星姿态控制系统的性能。通过姿态稳定状态下卫星-天线系统解耦动力学模型的建立、控制系统的设计、姿态控制的仿真分析,表明解耦机构能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定性和天线指向精度。