一种运载火箭弹性自主辨识与自适应控制方法

针对新一代运载火箭箭体空间模态复杂、刚晃弹交联耦合严重、空间模态数据不确定大偏差导致控制参数适应性不足和弹性稳定裕度小的问题,提出一种运载火箭弹性频率在线辨识和自适应控制方法。该方法基于线性调频Z变换（CZT）完成主要弹性频率信号的辨识,并在线提取控制指令中的弹性能量,据此实现基于自适应增广控制（AAC）的控制参数在线调节,提高控制系统在不确定高阶弹性振动下的适应范围和稳定裕度,并详细分析了各项调节参数对系统稳定性的影响。仿真结果表明,提出的“CZT+AAC”方法能够较好地完成弹性稳定控制任务,显著增强运载火箭任务适应性和飞行可靠性。     

大型液体运载火箭姿态控制参数智能设计方法

针对大型液体运载火箭控制参数设计依赖人工经验,设计过程耗时长,难以得出很好设计结果等问题,提出了一种控制参数智能设计方法。结合稳定裕度指标和截止频率约束,设计了一种分段式目标函数,避免单一稳定裕度值过大、其他稳定裕度很小甚至不稳定的情况。通过分析参数对系统频域特性的影响,将校正网络与控制增益分层优化,提出了一种基于优势更新的改进进化策略方法优化校正网络参数,基于Powell算法优化控制增益。仿真结果表明,提出的目标函数通用性强,提出的改进进化策略收敛速度快、收敛性好,优于其他启发式算法,优化结果优于人工设计结果,具有较高的工程应用价值。     

一种主动悬架式火星车稳定裕度优化控制策略

针对火星车在非结构化环境下行驶存在的稳定性不足而导致倾覆的风险,提出针对一种六轮主动悬架式火星车的稳定裕度优化控制方法。首先,考虑了火星车悬架机构调整过程中车轮与接触地面滑移和侧倾等运动关系,建立和完善了六轮主动悬架式火星车行驶的运动学模型。然后,以火星车夹角调整机构角度为变量,推导火星车在非结构环境下的稳定裕度模型。之后,使用内点法求解火星车稳定裕度的最优解,并获得期望的夹角调整机构关节角度。在此基础上,对夹角调整机构的关节角度进行规划和控制,实现火星车悬架机构构型的调整,从而提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。最后,对火星车稳定裕度优化控制策略的有效性进行仿真验证,结果表明,所提出的控制方法可有效提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。     

基于时频域分析的轮控航天器姿态控制规律参数整定

研究了轮控航天器姿态控制规律的设计与参数整定问题。采用xyz转序欧拉角描述航天器姿态,建立了航天器动力学及运动学方程,并设计了非线性解耦控制律,使得各回路可独立设计PID控制器。以滚动回路为例,分析了PD控制参数与系统带宽、截止频率、相位裕度等多项频域指标的关系,从而设计有效的稳态控制器以应对挠性结构振动和系统时延等;接着根据姿态控制特性给出了积分参数选取及积分饱和处理策略;同时为快速完成姿态机动,结合时间最优控制特性分析了控制参数与机动角度的关系;此外,执行机构效率和系统干扰力矩等因素也被用于控制参数域的整定。最后利用整定策略设计了某型卫星的姿态控制器,并通过频域分析和数学仿真检验了该方法的有效性和实用性。     

新型控制系统稳定性分析方法研究与展望

介绍了两类新型控制系统稳定性定量测度:奇异摄动裕度和广义增益裕度。这两类稳定裕度是相位裕度和增益裕度在非线性时变系统中的推广,能在使用于非线性系统时反映出与系统多种非线性性质的具体关系,是适用于非线性时变系统稳定性量化的评估标准。将奇异摄动裕度应用于高超声速飞行器模型,估计了滚转角快变条件下控制环的允许滞后时间,并对相关开放性问题进行了展望。该裕度有潜力用于进一步揭示飞行器制导精度和姿态控制动态特性之间的关联机理,为总体设计、姿态控制和气动布局的协调提供参考依据。     

再入飞行器多变量稳定裕度研究

回差矩阵奇异值法是一种计算多变量系统稳定裕度的方法,由于其计算简单,易于计算机实现,已得到了较广泛的应用。但是按照这种方法计算的系统稳定裕度存在一定保守性,本文提出了基于回差矩阵奇异值的摄动矩阵迭代法,改善了计算多变量系统稳定裕度的保守性,并通过定点仿真验证,取得了较好的效果。     

飞行器变质心控制及性能分析

在合理简化基础上,推导了滑块运动与飞行器姿态角运动之间的关系,分析了配平攻角产生机理及条件;同时还深入分析了轴向位置、横向偏移量、质量比等滑块结构参数对配平攻角的影响;以及不同配平条件下弹道落点偏差情况。结果表明,气动阻力与系统质心偏移弹体纵轴是产生配平攻角两个必要因素,系统静稳定是产生配平攻角的前提条件;轴向位置决定了系统静稳定裕度,与配平攻角呈反比关系;横向偏移量改变控制力矩的力臂,与配平攻角呈正比关系;质量比对力臂和系统静稳定裕度均有影响,与配平攻角呈线性或非线性正比关系;变质心控制能力主要体现在低空段。     

基于全弹道六自由度仿真的频域设计优化方法研究

在数学仿真过程中实时建立对象的线性化模型、计算传递函数,同时,用初步设计的控制参数进行频域幅值裕度和相位裕度的实时统计,根据统计结果,依据某一个或几个优化原则,对设计参数进行多次修正,最终得到优化的设计结果。     

进化神经网络在复合材料格栅结构设计中的应用

根据Kolmogorov多层神经网络映射存在定理,利用进化神经网络来实现结构设计参数(输入)与结构响应参数(输出)的全局非线性映射关系,以此来代替实际结构优化过程中存在的大量有限元计算,从而提高优化效率。以遗传算法为优化求解器,神经网络屈曲稳定性响应面为主要约束,对复合材料格栅加筋结构的优化问题进行了分析研究。算例表明,在相同(有限元)样本数据的情况下,进化神经网络通过自适应调节网络结构和权值,可获得比BP神经网络更高精度的映射模型,具有很强的泛化能力。该方法可为解决大型复合材料结构优化设计提供一条高效途径。     

一种质量矩导弹模糊姿态控制规律的研究

针对大气层内飞行的质量矩导弹,提出了一种基于模糊逻辑的姿态控制规律。在建立了3轴稳定质量矩导弹姿态运动模型的基础上,制定了3个方向上滑块位置对应的模糊规则表,并通过分析角加速度和遍历条件的关系对3个滑块位置协调控制。同时利用遗传算法根据指定的性能指标对PD控制参数进行离线校正。仿真结果表明,该方法能在保证系统稳定的情况下有效实现导弹的姿态调整。     

运载器饱和非线性姿态控制系统稳定性分析

简要介绍了用描述函数分析饱和非线性系统稳定性的方法，然后在此基础上给出了适合于工程的饱和非线性系统稳定裕度的定义，研究了舵偏角不满足近似关系时，正弦函数非线性对姿控系统稳定性的影响，最后计算了某运载器的伺服机构处于饱和状态时姿态控制系统的稳定裕度。     

大型转子在线动平衡

阐述了大型转子在线动平衡约一般规定和特点,简述了在线动平衡的方法。并结合实例引出了在校正平面上的等效动不平衡量与支撑转子设备的振动特征之间关系的简化数学模型。就实际应用上提出了恰当选择在线动平衡转速的二次梯度法和解决评价平衡质量的全频谱映射法。     

一种三回路过载自动驾驶仪设计方法

从三回路过载驾驶仪的模型出发，给出形式统一的系统开环传函、闭环传函及闭环特征方程，然后依据闭环传函确定系统控制增益与闭环极点、开环截止频率的关系。通过引入舵偏角速度约束、开环截止频率约束、稳定裕度指标约束及高频部件约束，进而给出最小化闭环系统等效时间常数的目标函数。形成典型的约束条件下参数寻优范式，通过求解系统最优解，实现系统开环截止频率、相位裕度的精确设计，形成一种可工程化的极点配置设计方法，算例检验了方法的有效性。     

零角动量欠驱动航天器逆最优稳定控制律设计

研究轮控式零角动量欠驱动航天器姿态最优稳定控制问题。考虑到该类型航天器不存在定常光滑稳定控制律的特点,通过Lyapunov直接法和Backstepping方法设计了一种非线性不连续反馈控制律,同时得到控制Lyapunov函数（CLF）,并由此得到逆最优稳定控制律。该控制律可以避开求解Hamilton-Jacobi方程,最小化某一代价函数,同时具有扇形稳定裕度,对输入不确定性具有一定的鲁棒性。数学仿真结果表明,所设计的非线性不连续反馈控制律能够使姿态渐近稳定至平衡点,并具有最优性,以及在转动惯量存在不确定性时,扇形稳定裕度使系统具有一定的鲁棒性。     

基于运行状态的氦氙布雷顿循环气体组分分析

氦氙气体的组分保持是氦氙布雷顿能量转换系统长期稳定运行的基础,而无论是工质气体的泄漏还是充填量的调节都有可能导致系统中的氦氙气体组分发生变化,进而影响系统运行状态。通过对氦氙布雷顿系统的动态仿真计算,得到了气体组分发生变化时系统运行的差异。当气体组分发生变化时,系统共同工作线将发生偏移,尤其是气体摩尔质量变小时,共同工作线向喘振线偏移;并且在到达满功率输出时,压气机喘振裕度变小,且需要更高的涡轮入口温度;同时会导致回热器热侧温度入口提高,不利于系统的稳定运行。基于系统仿真结果提出了在额定转速下以负荷率、流量为变量的氦氙气体组分计算方法,为实现氦氙布雷顿循环工质组分变化的监控和调节提出了新思路。该方法中,流量的精确测量是提高组分分析精度的重要保障。     

对GPS区域映射系统中比例优化的研究

GPS区域映射系统通过对分布式转发器的时延控制,实现定位区域上的映射关系,使由GPS制导的武器错误定位,从而偏离原有的目标,实现对重要目标的保护^[1]。文章首先给出了求解区域映射系统中虚拟点邻域的迭代算法,在此基础上分析了虚拟点与真实点的位置关系以及转发器的分布对映射比例的影响,并在有效干扰区域内,对如何选择虚拟点的位置和转发器的分布以达到映射比例的优化进行了研究,得出的结论为实际应用提供了参考。     

考虑液体晃动效应的运载火箭等效转动惯量对姿控系统稳定裕度的影响

基于某型火箭,分析了考虑液体晃动后的全箭等效转动惯量变化,同时仿真了对姿控系统设计结果的影响,给出了姿控系统相关裕度的变化。结果表明:液体晃动的等效效应对一级转动惯量Jz的影响较小,对二级转动惯量Jz的影响较大;等效转动惯量对二级高频稳定裕度基本不产生影响,而系统的中、低频稳定裕度均有一定程度的下降。     

垂直发射旋转导弹空中转弯控制技术研究

对垂直发射舰载末端防御旋转导弹的空中转弯控制技术进行了研究。采用侧向力控制,结合脉冲发动机与弹体高速旋转特性设计了一种转弯控制方式,利用弹体旋转调整脉冲发动机喷射方向,实现导弹在特定方向的快速低头,降低俯仰角,并依靠反方向回喷抑制俯仰角速度,使导弹快速稳定。通过调节控制参数(脉冲发动机数量)可控制导弹转弯结束后的俯仰到位角,有效打击不同态势的来袭目标,脉冲发动机数量越多,控制参数的取值范围就越大;可用俯仰到位角越多,到位角精度越高。基于RAM Block 2导弹进行近界弹道仿真,结果表明:采用提出的转弯控制方式,导弹的转弯速度快,能保证近界和低空作战性能,在工程中有较好的应用前景。     

基于映射矩阵的单平台射向快速估计算法

针对基于弹道切割模型的单平台仅测角射向估计效率低的问题,提出了一种基于映射矩阵的射向快速估计算法.首先,介绍了基于弹道切割模型的射向估计的基本原理,分析了该算法的不足.其次,以一个切割平面为基准,研究了其它切割平面与该基准平面的映射关系,进一步建立了映射矩阵.接下来,基于映射矩阵提出了射向估计的快速算法.蒙特卡罗仿真结果表明,该算法的射向估计精度与原算法基本相当,但计算效率提高了近6倍.     

突扩燃烧室低频燃烧不稳定主动控制实验研究

采用实验手段,开展了突扩燃烧室低频燃烧不稳定主动控制方法研究。进行了燃料脉冲喷射开环主动控制实验,发现燃料脉冲喷射所形成的周期性放热与压强振动反相时会明显削弱压强振动幅度,喷射相位角和占空比是影响控制效果的重要因素。通过调节参数实验,确定了较优的控制参数范围。建立了具有反馈的自适应闭环控制策略,通过实验验证了闭环主动控制是一种能有效抑制突扩燃烧室低频燃烧不稳定的方法。