含铝推进剂响应函数的二次脉冲测定法

本文针对含铝推进剂响应函数的测定问题,提出了改进的二次脉冲T形燃烧器法及较为实用的动态压力测试系统,文中介绍了响应函数测定原理及方法、测试系统设计、实验中积累的经验及初步的试验结果等。     

双目视觉导航信息的可观测性分析

本文针对飞行器相对导航中双目视觉测量系统的可观测性问题进行了研究。推导了系统估计的Fisher信息矩阵,提出利用Fisher信息矩阵的秩分析来判断双目视觉导航信息观测性的方法,研究了特征点个数及分布与Fisher信息矩阵秩及相应系统可观测性的关系,得出至少2个特征点能满足双目视觉测量系统完全可观测的结论。结合测量方程的不同,分析比较了在相同特征点个数情况下单目视觉与双目视觉测量系统可观测性的优劣,最后,通过单幅图片位置和姿态确定数值仿真,验证了基于Fisher信息矩阵的双目视觉系统可观测性分析结论的正确性。     

双站合成孔径雷达有源欺骗干扰方法研究

针对双站SAR系统中欺骗干扰信号的形式和产生方法,提出了对双站SAR进行有源欺骗干扰的方法。该方法首先根据事先确定的双站SAR信号频率,得出干扰机的响应函数,将此函数与接收到的双站SAR信号在频域相乘,再变换到时域,最后直接向双站SAR系统的接收平台的方向发射。     

一种数据复用的SAR欺骗干扰方法研究

根据SAR地面目标回波模型与SAR有源欺骗干扰模型,分析了SAR载体平台运动对路径延时差的影响,通过分析可知用于生成不同方位向位置的假目标信号的系统响应函数可以复用。提出了流水线结构的欺骗干扰信号生成结构。最后对这种假目标生成结构的性能进行了仿真验证。     

线性系统的两种仿真表达式

线性系统的仿真矩阵解析表达式是由系统的状态转移矩阵解出的。对于时变线性系统,因未曾得到状态转移矩阵表达式,所以很难得到完整的仿真矩阵表达式。本文用作者给出的时变系统状态转移矩阵表达式公式推出了两种的仿真矩阵表达式。1.时域矩阵的仿真表达式,把时域矩阵法在原理上由定常系统推广到了时变系统。2.重积分型仿真表达式,是利用解的累加和表达式而得到一种新的仿真方法。对于小区域或单点仿真使用之尤为方便(文中给出了例题)。并且是一种状态观测的简便方法。     

复合推进剂低频燃烧不稳定性试验研究

小型无喷管火箭发动机的独特特性之一表现在瞬态燃烧能从稳态变化到低频整体不稳定方式。闭环反馈系统模型中有两个传递函数:燃烧速率的压力—耦合函数和发动机质量守恒的一阶滞后传递函数,根据反馈系统稳定图上的工作线可对这个现象进行理论解释。当把传统的压力—耦合响应函数应用于第一个函数时,发现经过一次简单燃烧试验就可确定响应函数的参数。试验中采用了四种不同的复合推进剂,其中推进剂的氧化剂颗粒大小分布各不相同。从燃烧试验得出的数据散布在稳定图上。响应函数的参数分散不会使表面反应的活化能保持为常数。如早期报道的那样,在复合推进剂中应用公式化响应函数的有效性值得怀疑。把L型燃烧器的方法应用到无喷管火箭发动机中,可以直接测量响应函数。已经表明,低频燃烧不稳定性中一维传热起主要作用,同时因复合推进剂结构不均匀引起的付效应也存在。由于振荡频率与中等大小氧化剂颗粒燃烧面移动引起的特征频率重叠在一起,付效应可归于复合推进剂结构的不均匀性。     

脉冲／变燃面法测定含铝推进剂的响应函数和微粒直径

介绍了在T形燃烧器中用脉冲/变燃面法测定含铝推进剂的响应函数和Al_2O_3微粒平均直径的试验方法和试验原理.并介绍了试验测试系统和试验结果.该试验可为固体火箭发动机燃烧不稳定性预估提供原始数据.     

固体推进剂速度耦合响应函数研究

实验研究评论了速度耦合响应函数确定固体火箭发动机稳定性一些现行方法的正确性。这些方法依据的基本假设是:速度耦合响应函数是一种推进剂性能,而与其在燃烧室内的位置无关。为了研究其适用性,专门研制了一种改型声阻管装置,其结构是管上游端安装“激发”推进剂,其下游侧壁要求位置上安装“试验”推进剂,管下游端安装声源,在管内激发出要求性能的驻波以模拟火箭发动机内的不稳定气流状态,实验目的是沿声阻管内不同驻波位置,安放“试验”推进剂,测出其速度耦合响应函数值,结果表明,速度耦合响应函数与声阻管内驻波位置密切相关,所以不能认为速度耦合响应函数是一种推进剂性能,因此需重新评价测定固体推进剂火箭发动机稳定性的现行方法。     

动态推力频域恢复技术

介绍了固体火箭发动机静止试验动态推力的测量方法。首先对试验台架和发动机进行动态校准得到系统的响应函数，然后利用频率响应函数对试验过程中测到的输出力函数进行恢复，以获得真实的输入力函数。实践证明，频域恢复技术是有效的途径之一。     

基于离散时间传递矩阵法的伞-弹系统动力学模型

采用离散时间传递矩阵法建立了伞-弹系统减速稳定段的动力学模型,回避了多体动力学传统的研究方法在伞-弹系统建模过程中存在的问题。详细给出了应用离散时间传递矩阵法建立铅垂平面内伞-弹系统模型的建模过程,推导了伞-弹系统的传递矩阵和传递方程。通过算例将建立的伞-弹系统模型和采用牛顿-欧拉法建立的伞-弹系统模型进行了对比分析,两种模型计算结果吻合度好,验证了本文模型的正确性以及离散时间传递矩阵法应用在减速伞-子导弹系统中的可行性。     

Digital control algorithms for multi-degree-of-freedom microgravity isolation systems

Two general methodologies have been developed to design digital controllers for multi-degree-of-freedom microgravity isolation systems such that the desired transmissibility matrix is achieved. The absolute accelerations and relative displacements are used as feedback signals. Absolute acceleration signals are used to provide proportional damping in the system whereas relative displacement signals are used to achieve the desired transmissibility. In the first method, the closed-form expression of the controller transfer function metrix for the relative displacement feedback is obtained directly in the Z-domain. The controller transfer function matrix is first obtained in the S-domain and then discretized in the second method. The discrete-time controller transfer function matrices and numerical results are presented for a three-degree-of-freedom system with attractive electromagnetic actuators.     

多饱和约束拦截弹参数时变系统控制器设计

针对拦截弹参数时变和执行机构饱和非线性影响控制系统性能,提出基于齐次多项式参数相关 Lyapunov 理论和非线性矩阵微分方程凸多面体转换算法相结合的鲁棒最优控制系统设计方案。 通过引入标准饱和约束算子,建立控制系统数学模型并给出控制系统结构;引入饱和归一化因子,把非线性参数时变微分方程转化成线性多胞型微分方程;基于齐次多项式参数相关Lyapunov理论和拓展Pólya’s定理,把参数时变多胞型微分方程转换成齐次多项式参数相关微分方程,并给出齐次多项式参数相关控制器结构;利用迭代算法把非线性矩阵不等式转换成线性矩阵不等式(LMIs),进而基于LMI凸优化理论获得控制器解,设计出的控制器是关于齐次多项式阶次g和Pólya’s松弛度d的函数;通过定点和制导控制系统仿真校验了该算法,仿真结果表明随着齐次多项式阶次g和Pólya’s松弛度d的增加,设计出的控制器在确保系统稳定的前提下改善控制系统性能。     

高超声速飞行器的LPV变增益状态反馈H∞控制

针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出了一种多胞形线性变参数系统（Linear Parameter Varying, LPV）变增益状态反馈H∞控制器的设计方法。首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干个平衡点进行雅克比线性化并拟合得到LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,然后利用高阶奇异值分解（Higher Order Singular Value Decomposition, HOSVD）,舍去较小和等于0的奇异值及对应的特征向量对其进行降秩重构处理,得到了有限个LTI多胞顶点系统。在对各顶点进行状态反馈控制器设计时,为降低保守性,通过引入松弛变量,将Lyapunov函数矩阵与系统矩阵解耦,从而可以在不同的点使用不同的Lyapunov函数矩阵,以此得到依赖变参数进行增益在线调节的控制器。最后的仿真结果表明了所设计的控制器能够使系统较快地跟踪指令信号,并具有一定的鲁棒性能。     

带挠性附件卫星的模型化及截断

本文给出了具有中心刚体和P个挠性附件的空间飞行器姿态动力学方程式,并用约束和非约束两种模态展开,得到时域求解的状态方程式和频域中的增广姿态角对控制力矩的逆传递函数阵。推导中考虑了挠性附件对中心刚体的相对运动。本文还给出了两种模态恒等式,其中之一可用来做控制系统分析时截断高阶方程式的截断准则。     

基于四元数的航天器解耦模糊变结构控制

基于四元数设计变结构控制（VSC）的滑动平面，通过适当选择滑动平面的参数矩阵实现控制系统的解耦。在变结构控制系统中引入模糊控制，以切换函数的绝对值作为模糊控制器的输入，设计合适的模糊规则，通过模糊推理和解模糊得到符号函数的参数矩阵，消除了变结构系统中的抖振现象，并能保持系统的鲁棒性控制系统结构简单，模糊控制器运算量小，仿真实例证明该方法是有效的。     

多传感器协同辨识自校正加权观测融合Kalman滤波器

对于带未知噪声统计的多传感器系统,利用最小二乘法将观测方程统一处理,形成新 的跟踪系统,处理后的观测结果之差可以产生多组新的白噪声序列,利用各组白噪声的相关 函数阵解矩阵方程组,可解得各传感器观测噪声方差〖WTHX〗R〖WTBX〗i。通过状态 方程和观测方 程以及观测噪声估值,利用相关函数,可求得〖WTHX〗ΓQ〖WTBX〗w〖WTHX〗Γ〖WTBX 〗 T 的估计,进而得到自校正 加权观测融合Kalman滤波器。一个带有3传感器目标跟踪系统的仿真例子说明了其收敛速度 快,估计精确等特点。
     

基于T-S模糊模型的导弹网络化控制系统建模与控制

将时延的不确定性转换为系统状态方程系数矩阵的不确定性,基于T-S模糊模型对具不确定时延的导弹网络化控制系统(NCS)进行了离散建模。用Lyapunov理论分析了系统稳定性,由线性矩阵不等式(LMI)方法给出了模糊状态反馈控制器设计方法。仿真结果表明:该方法有效。     

基于BP神经网络的自主定轨自适应Kalman滤波算法

针对Sage Husa自适应滤波方法存在的窗函数开窗大小选择问题,提出一种基于BP神经网络学习估计系统协方差矩阵的自适应Kalman滤波算法。该算法以Kalman滤波预测残差向量作为网络输入,通过网络分段离线学习确定预测残差向量与预测残差协方差矩阵间的非线性关系,自适应地估计Kalman滤波系统协方差矩阵。将其应用到自主定轨系统,仿真结果表明利用本文算法自主定轨60天星座平均URE误差小于1.9米,且能够快速跟踪到系统噪声的突变,较Kalman滤波方法和Sage Husa自适应滤波方法具有更好的性能。     

大型空间运动体的建模

本文建立了大型空间运动体的模态方程,并利用模态方程导出传递函数矩阵,给出离散传递函数矩阵的分解形式。利用这种方法对控制系统进行设计和频域分析。     

空间梁板结构可靠性优化的全局最优解

基于可靠性分析理论,用改进的一次二阶矩法给出了空间梁板结构安全余量对各设计变量敏度分析的表达式,由PNET法给出了结构系统可靠性函数对设计变量的一、二阶敏度表达式,以及Hessian矩阵中各元素的具体形式,据此能确定结构系统可靠性函数的凸凹性,为判断基于结构系统可靠性优化所得解是否为全局最优解提供了理论基础。算例表明,对空间梁板结构系统基于可靠性的结构优化问题,可靠性指标合理的解多为全局最优解。