运载器数字姿态控制系统的分析与综合

本文提出了适用于运载器数字姿控系统的P域与S域近似分析综合方法,给系统设计乃至考虑元件非线性以及应用实物实测频率特性带来了方便。文中同时亦论证了数字姿控系统与连续姿控系统具有同等的稳定性能。本文最后给出了数字姿控系统的仿真试验结果。     

试验运载器姿控总体优化设计技术

试验运载器在姿控动力系统空间布置紧张、控制力臂有限的情况下，要实现初始起控阶段大初始姿态偏差及气动干扰条件下的稳定控制，以及有效载荷释放阶段的多通道多次连续大角度调姿控制，给姿控系统的设计造成了困难。为此，通过鸭式直接力控制方案设计、多通道连续大角度调姿方案设计等技术，设计出了满足任务要求且性能良好的姿控总体方案。     

运载火箭姿控系统数学仿真软件设计

分析了运载火箭姿控系统箭体动力学运动方程和控制器数学模型特点，并且按照校正网络、执行机构、箭体方程、测量方程顺序设计数学仿真软件。该软件能方便地完成姿控系统数学仿真任务。由于采用三级模块结构设计，该软件具有结构清晰、层次分明、调试简单、功能齐全、使用方便等明显优点。     

飞行器大姿态飞行时姿态偏差的相互转换

本文结合弹道式地地导弹和运载器稳定平台提供的测量角度,研究了姿控系统的姿态角、框架角和旋转角之间,尤其是各偏差之间的关系,为正确实现姿态信号反馈,特别是大姿态控制提供了依据。     

三轴稳定遥感卫星姿控系统故障情况下的系统重构

论述三轴对地稳定遥感卫星姿控系统中部分轮子或部分陀螺故障情况下的姿控系统重构。文中论述了只在俯仰通道有一偏置动量轮正常工作，而滚动和偏航通道轮子故障条件下的系统重构。另外还论述了偏航陀螺故障，姿控系统其它部件正常情况下，控制系统采用Whecon原理与PIM控制相结合的设计。以上两种系统重构拟用于实际系统中，经过数学仿真验证，姿控系统在故障情况下能够完成基本任务。     

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。     

姿控系统数学仿真CAD软件研究

介绍姿控系统数学仿真CAD软件SMARTMODEL的设计实现和关键技术 ;利用SMARTMODEL软件进行姿控系统建模的方法和步骤以及使用情况和应用前景     

基于H∞回路成形方法的弹道导弹姿控系统设计

根据弹道导弹姿控系统设计的特点,结合H∞回路成形方法对某型弹道导弹的姿控系统进行了具体设计,设计过程简单易行,设计结果优良,从而说明了该方法的确实可行性.     

基于模糊卡尔曼滤波的内阻尼姿态算法研究

在系统机动性不强的情况下，传统的平台内阻尼算法将系统本身的速度信息通过阻尼网络加到系统中，达到提高姿态角精度的目的。将这种平台内阻尼的思想引入到捷联惯性航姿系统中，在系统加速度较小的情况下，利用加速度计的输出估计系统姿态角，通过卡尔曼滤波的形式补偿系统姿态误差。由于加速度的大小直接影响滤波器精度，本文设计了模糊自适应卡尔曼滤波算法，根据三轴加速度计的输出调整内阻尼量测误差方差阵，从而避免了滤波器的发散。仿真和实验验证，内阻尼算法可明显抑制舒勒周期振荡和傅科周期振荡，避免了系统姿态漂移，有效提高了捷联惯性航姿系统的精度。     

轨控期间挠性卫星姿控系统的容错控制

卫星在实施轨道控制期间,轨道机动推力会影响卫星的姿态稳定.本文针对存在推力干扰的挠性卫星,研究执行器故障情况下姿控系统的容错控制问题.首先设计一种基于反步自适应变结构的被动客错控制器实现姿态稳定,在此基础上,采用分布式智能部件作为执行器,设计补偿项以更好地抑制挠性结构的振动和常值变形.最后,以轨控期间挠性卫星姿态控制系统的飞轮故障为应用实例进行数值仿真.仿真结果验证了本文所设计的姿态容错控制器的有效性和可行性.     

执行器故障下的运载火箭非奇异终端滑模容错控制

针对存在未知外部干扰和执行器卡死故障的运载火箭,提出了一种基于非奇异终端滑模面的姿态跟踪控制算法。首先,建立了考虑干扰和执行器卡死故障的运载火箭姿态控制系统多输入多输出系统模型;然后定义了运载火箭姿态跟踪系统模型,针对定义的模型,设计了一种非奇异终端滑模面,使得系统在执行器故障情况下仍能较为精确地跟踪参考信号。基于李雅普诺夫函数证明了运载火箭姿态跟踪控制系统的稳定性和有限时间收敛特性。数值仿真检验了本文基于非奇异终端滑模运载火箭姿态跟踪控制算法的有效性。     

全向发射状态下运载火箭变结构自适应滑模控制

针对运载火箭全向发射后,系统通道间存在交连耦合问题,提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型;其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法,并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响;最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰,提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实现火箭在全向发射情况下的姿态稳定。     

CZ-4A运载火箭姿态控制系统设计与飞行试验

本文介绍长征四号A(CZ-4A)运载火箭姿态控制系统,内容包括: a 姿态控制系统方案和组成; b 数字控制系统设计采用的数学方法; c 数字自动驾驶仪的设计; d 箭上计算机调零; e 姿态控制伺服系统; f 首发CZ-4A运载火箭控制系统飞行结果。在CZ-4A运载火箭姿态控制系统方案中,数字式自动驾驶仪,双向摇摆发动机伺服系统和计算机调零方案均是国内首次使用,由于这些新技术的采用,使CZ-4A控制系统具有高的精度,大的适应能力,是大型运载火箭姿态控制系统中较好的方案。     

基于混合遗传算法的火箭姿态控制设计方法

针对火箭控制系统姿态网络设计,提出了一种采用遗传算法和模拟退火算法混合的算法进行姿态网络自动设计的方法。该算法实现了已知校正网络幅频特性曲线的幅频向量,通过系统辨识和寻优搜索,可以计算出该网络的传递函数。本文对该算法进行了试验验证,证明该方法可行并优于单纯的模拟退火算法和遗传算法。     

运载火箭测发控网络设计

运载火箭测试发射控制系统对数据处理能力、数据通信能力的要求越来越高。本文采用最新的网络通信技术,结合CZ-3A运载火箭测发控网络的实际设计需求和设计原则,概要介绍了运载火箭测发控网络的特点,着重从测发控网络的拓扑结构、双网卡捆绑技术、静态路由技术等五方面详细阐述了测发控网络的设计,最后通过测发控网络的功能测试验证了该设计的可靠性和先进性。     

运载火箭多体动力学建模与仿真技术研究

针对新一代运载火箭结构动力学与控制系统耦合强烈、严重影响火箭的飞行稳定问题,提出一种基于多体动力学虚拟样机建模与仿真的方法,有效解决运载火箭姿态动力学模型地面难以验证的困难。首先阐述了在运载火箭姿态动力学分析中应用多体虚拟样机的基本思路;然后对多体动力学模型与传统火箭姿态动力学模型在建模原理上的差异进行分析,指出引入多体仿真技术的意义;最后针对新一代火箭,提出并实现一种多体虚拟样机建模方法,仿真并验证了新一代火箭姿态控制模型与控制参数设计的正确性。本文的研究表明,航天器系统设计中常遇到复杂的动力学耦合问题,采用多体动力学虚拟样机仿真是一种行之有效的方法。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

小型固体运载火箭运载能力分析

针对控制系统,采用姿控发动机和格栅舵的小型多级固体运载火箭开展了运载能力分析研究.给出了运载火箭飞行方案,提出了一种飞行程序角的工程设计方法.给出了姿控发动机工作模型,建立了六自由度弹道计算和优化模型,采用混合进化算法进行弹道优化,并给出了仿真算例.仿真计算及分析表明,小型多级固体运载火箭满足发射小卫星的运载能力要求,姿控发动机推进剂分配方案合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.     

迭代制导情况下姿态控制系统稳定性分析方法研究

为了提高火箭的入轨精度和轨道适应能力,我国在新一代运载火箭末级中采用了迭代制导技术,俯仰、偏航程序角根据火箭运动状态和目标轨道参数实时变化,目前工程设计中仍按照固定程序角方式开展稳定性分析。本文推导出迭代制导程序角与火箭速度、位置之间的线性关系式,在国内首次提出了迭代制导情况下的稳定性分析方法,并以新一代运载火箭为例进行了实例计算,结果表明此分析方法正确、可行,具有一定的参考价值。