协同研制背景下复杂装备可靠性增长技术与方法

复杂装备的研制大多具有"主制造商-供应商"协同研制的特点,装备的可靠性增长过程作为研制的关键环节融于其生产全过程,具有分布式网络化协同特征,且获得的数据多源异构。本文首先介绍了早期经典可靠性增长模型及其国内外发展历史;随后针对不确定信息下可靠性增长的信息融合与数据生成、贝叶斯推理模型和虚拟样机技术这3个方面,阐述了最新研究进展;最后运用图示评审技术(Graphical evaluation and review technique,GERT)模型、灰色系统理论和概率论等方法,探讨了协同研制背景下复杂装备可靠性增长技术方法与模型,并对其未来发展研究进行了展望。     

一种构建天地一体化网络的航天器信息系统设计方法

随着航天技术的发展,天地间数据交互容量、实时性等需求不断凸显。传统航天器信息系统基于1553B总线或RS422,LVDS等硬线直连架构传输数据,传输速率最多只能达到1Mb/s或100 Mb/s,已无法满足大容量数据实时传输的需求。本文提出一种新的系统设计方法,将地面成熟的1 000 Mb/s/10 Gb/s以太网技术应用到航天器中,构建天地一体化通信网,在天地间无线链路传输总带宽允许的情况下,较大程度提高天地间数据传输速率,同时有效减少星上电缆网配套数量,进而减轻飞行器重量。本文所提方法正在国内某大型组合式航天器设计中应用,可为后续航天器数传设计提供参考。     

压电结构的控制-结构一体化设计

对于离散分布、同位配置压电片驱动器和传感器的压电耦合板,首先构造了四节点 Ｋｉｒｃｈｈｏｆｆ矩形板弯单元,从而建立了有限元模型。在此基础上,给出了主动阻尼振动控制模型。将系统的存留能量指标归结为一个 Ｌｙａｐｕｎｏｖ 方程的解。以系统的存留能量指标为适应度函数,以作动器和传感器的位置及控制增益为优化参数,利用基于共享函数机制小生境技术的遗传算法进行结构、控制设计。最后,对一悬臂压电耦合板进行了实例分析。结果表明,该方法是解决控制结构一体化设计的一种有效途径,可以得到多个最优解或次优解。     

多学科设计优化的低自由度协同优化方法

为了解决协同优化(CO)方法计算量过大的问题,提出了低自由度协同优化方法(Low degree-of-freedom collaborative optimization,LDFCO)。LDFCO的系统级优化通过调整共享设计变量和辅助设计变量,使系统目标最优,且满足一致性约束条件。子系统优化通过调整局部设计变量,使子系统目标最优,并满足局部约束条件。子系统目标有两种形式:最小化本子系统的一致性约束函数和直接与系统目标有关的状态变量的加权和,或最小化一种不同于前者的一致性约束函数。通过3个算例检验了LDFCO的效率,结果表明LDFCO方法的计算量比CO方法大大减少。     

基于协同优化方法的多学科非概率可靠性优化设计

针对传统多学科优化是基于确定性的优化设计方法,为了获得更为可靠的结构设计,在设计中考虑了不确定因素对结构性能的影响.本文将非概率可靠性优化方法与多学科优化设计方法相结合,引入了非概率可靠性指标,提出了一种新的基于协同优化方法的非概率可靠性多学科优化设计方法.同时采用了基于均匀试验设计的响应面方法来近似学科优化,提高了遗传算法的收敛速度,降低了计算量.最后通过对跨声速机翼气动结构多学科可靠性优化设计算例的计算,验证了本文提出的方法能够保证设计解的可靠性,对工程实践具有一定的指导意义.     

变形翼的分布式协同控制方案

搭建了一个基于相互作用的智能体阵列的变形翼模型。针对该模型,提出了一种分布式协同控制方案,以驱动翼面准确平滑地变形至期望翼型。分析变形翼系统在采样通信约束下的稳定性,给出了基于Lyapunov-Krasovskii稳定性理论的稳定性判据。利用锥补线性化方法,提出了控制器设计的算法。最后使用Matlab进行变形翼的仿真,结果证明了提出方法的可行性。     

基于MAS和RL的舰船设备协同控制方法

在构建舰船设备协同控制多智能体系统(MAS)过程中,各Agent之间存在某种内在的冲突、联系和规律,为了有效地发现和消解这些问题,引入智能控制解决方案和强化学习方法,能为MAS系统的构建提供有效的技术保障.本文提出了基于强化学习(RL)算法即改进的遗传算法并辅之以贝叶斯学习算法,来解决舰船MAS中各Agent中的任务分配问题、实现设备协同控制的优化和学习,并以舰船运动目标下的设备协同控制来具体验证上述算法,从而体现舰船运动控制MAS的可行性.     

基于分布式模型预测控制的多无人机协同规避控制技术

建立了多无人机协同规避控制模型,并提出了一种基于纳什最优的分布式模型预测控制算法。仿真结果表明,基于纳什最优的分布式模型预测控制算法有效地实现了多架无人机对障碍物的规避,并且相对于集中式模型预测控制算法减少了求解过程中的计算量,缩短了优化控制的时间,改善了系统的实时性。     

一体化高超声速飞行器气动-推进性能评估

吸气式高超声速飞行器的一个重要特点就是机体和推进系统的高度一体化设计.在这类高超声速飞行器的发展中,机体-推进系统内外流场相互干扰的评估以及飞行器气动-推进性能的研究是非常重要的.文中阐述了CFD和风洞试验结合评估一体化飞行器气动-推进性能的近似方法,涉及一体化飞行器进气道和发动机的三个工作状态:进气道关闭、进气道打开发动机不工作以及进气道打开发动机工作.针对进气道关闭的工作状态,大量气动数据可由试验获得.但是,受模型尺寸和设备的限制,试验模拟进气道打开发动机不工作特别是进气道打开发动机工作的飞行状态是非常困难的.因此,首先根据进气道关闭和进气道打开发动机不工作两种情况下风洞试验数据与CFD计算结果的对比得到计算误差,在此基础上,结合内外流数值模拟,预测不同进气道和发动机工作状态下一体化飞行器的气动-推进性能.     

航空智能制造背景下飞行器制造专本贯通一体化培养模式研究

应对航空智能制造对高素质技能型人才的需求,分析新形势下飞行器制造典型工作任务及岗位任职要求的发展趋势,明确航空制造数字化、智能化升级背景下对学生职业能力的要求和人才培养目标,探索飞行器制造专本贯通一体化人才培养模式和人才培养举措,建立飞行器制造专本贯通一体化人才培养专科、本科阶段职业能力和课程体系衔接模式,明确专科、本科阶段课程设置与能力培养的对应关系,力求为航空制造行业培养复合型高端技术技能人才。     

可变形乘波体气动推进与控制一体化综合设计

乘波体是高超声速飞行器的主流构型,若将其设计成可变体,能有效拓展飞行包线,确保全局的稳定性能.针对可变形乘波体综合设计方法进行研究,首先基于给定的基准乘波体外形,依据高超声速空气动力学理论和瑞利流公式估算出气动力和推力值,建立飞行器模型,然后给出飞行器可变前体多级压缩的约束条件,探讨可变形乘波体气动、推进与翼面控制之间的协调变化关系,最后通过仿真得到可变形乘波体的设计参数,验证综合设计方法的可行性.     

高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化设计

针对故障下高超声速飞行器安全再入飞行问题,考虑控制系统存在各种不确定性参数、干扰和力矩故障,进行高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化(Integrated guidance and control,IGC)设计。首先,针对分离通道的制导与控制(Separate channel integrated guidance and control,SCIGC)模型设计无法同时协调制导和控制系统容错能力的问题,考虑制导环和姿态环之间关系并建立制导控制一体化模型;然后,针对一体化模型设计自适应滑模Backstepping容错控制器,并采用Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型在线逼近由未知参数和加性故障引起的复合干扰项;最后,基于Lyapunov稳定性定理设计参数自适应律在线更新容错控制器,同时引入投影算子防止参数漂移以保证参数处于合理区间,从而完成自适应容错制导控制一体化方案设计。在飞行器故障条件下,通过IGC与SCIGC控制策略的仿真对比,验证了自适应容错IGC控制策略的有效性和优越性。     

三轴充液航天器建模及姿态稳定控制

针对目前文献中采用的充液航天器模型多为二维平面模型,而实际中充液航天器在轨运行环境为三维环境的情况,对一类贮箱关于航天器中心轴对称的三维面充液航天器进行了动力学建模与姿态控制研究,使其更具有实际意义。首先,根据航天器在轨运行的环境建立了参考坐标系,采用单摆模型等效液体燃料的晃动。在此基础上采用角动量守恒定律建立了充液航天器各个部分对其质心的惯性力矩,并将其与充液航天器动能方程推导得出的拉格朗日方程相结合,得出完整的动力学方程,完成了建模工作,并分析得出该欠驱动系统零动态不稳定的结论。最后,考虑航天器刚体部分常值转动惯量存在参数不精确,同时三轴力矩发生常值干扰的情况,设计了滑模控制器,保证了充液航天器在轨道坐标系上的姿态稳定。     

基于DSP和CAN的飞/推综合控制优化计算机设计

从工程应用的角度出发，根据飞／推综合控制技术对计算能力和数据通信能力的要求，提出基于DSP和CAN总线的飞／推综合控制优化计算机设计方案。优化计算机实时接收飞机和发动机的信息，利用内嵌的优化模块，对发动机控制指令进行校正，使飞机和发动机的整体性能达到最优。论文阐述了优化计算机的软硬件设计方法，并通过基于优化计算机的飞／推综合控制半物理仿真试验，验证了优化计算机的设计方案是可行的。     

自动化立体仓库控制系统中的通信技术研究与开发

集成制造环境下的自动化立体仓库（Ａｕｔｏｍａｔｅｄｓｔｏｒａｇｅａｎｄｒｅｔｒｉｅｖａｌｓｙｓｔｅｍ,ＡＳＲＳ）控制机上需与上层单元控制器通信,以接收控制命令或反馈状态信息;下要与堆垛机控制单元相连,以转发控制信息。因而通信技术在研究开发ＡＳＲＳ中无论在对执行机构的控制或与其它控制系统的集成,都起着至关重要的作用。ＡＳＲＳ－ＩＣ是为ＤｅｓｋｔｏｐＣＩＭ系统而自行开发的自动化立体库。ＡＳＲＳ－ＩＣ控制系统由ＡＳＲＳ控制机、可编程控制器、运动控制模块等组成,它是一个典型的基于集成环境下的多级控制系统。本文依据ＡＳＲＳ－ＩＣ系统的控制结构,基于对通信系统进行的需求分析,提出了相应的通信策略。并详细介绍了通信系统的通信原理、实现方法及通信软件的开发。应用证明该通信系统充分满足了实时控制、信息集成和高可靠性的需求。     

空间载荷机柜热控设计的仿真研究

空间站主动热控系统的作用是提供和保持航天员、仪器设备和结构部件所要求的温度、湿度和风速等热环境。本文以空间载荷机柜为热控系统的基本单元,建立了以单相流体循环回路为基础、采用液冷结合风冷的冷却方式的载荷机柜数学模型;介绍了模糊增量控制算法的工作原理;提出了采用模糊增量控制算法,以液冷支路进出口温差和风冷支路冷却量占总冷却量的比值为控制目标的反馈控制策略。同时文章采用数值模拟方法研究了控制系统的动态响应效果。仿真结果显示,模糊增量控制算法具有响应迅速、超调量小、无静态误差的特点,控制策略满足有效性、稳定性和高精确度的要求。     

航天器动力学技术的发展和挑战

本文首先简要回顾了中国航天器动力学分析设计技术的研究发展和工程应用；然后，阐述了21世纪初期中国复杂航天器的发展对航天器动力学分析设计技术提出的新要求，重点分析了在动力学分析、仿真、优化与试验方面必须突破和解决的若干关键技术；最后，对中国航天器动力学分析设计技术的发展目标和前景作了展望。     

中性稳定技术在综合火力/飞行控制系统中的应用

火力／飞行综合控制(Integrated fire／flight control，IFFC)系统要求对飞机飞行姿态的控制应具有精确性和快速性，但提高姿态跟踪精度受到自然飞机惯性动力学的限制。本文提出飞机中性稳定技术应用于综合火力／飞行控制系统，给出了中性稳定飞机结构图和动力学模型。利用后缘襟副翼偏转所产生的直接力效果，在一定的控制律制约下，去抵消迎角扰动所产生的气动效果，使飞机不再出现静稳定力矩，达到中性稳定。采用中性稳定技术的综合火力／飞行控制系统有效地加速了飞机在攻击区的姿态跟踪过程，并实现了姿态控制过程中航迹基本不变的机身瞄准模态控制要求，提高了火控精度和命中概率。仿真结果表明，中性稳定综合火力／飞行控制系统具有良好的控制效果和应用前景。     

基于模糊逻辑的飞行/推力综合控制系统研究

对保持飞行恒定及保持飞行迎角恒定两种自动动力补偿系统所构成的飞行／推力综合控制进行了评估。在此基础上,提出了ＡＰＣＳ采用控制规则在线自调整及非线性参数优化的模糊控制。其设计思想是,从工程实现考虑,在油门控制律中省去法向加速度△ａｃ及舵偏△δｅ两种反馈信息,仅根据迎角误差叉△α及其变化率△α的大小,在线调整加权因子,以提高稳态控制精度,消除由于量化误差而引起的稳态振荡。利用非经一性优化控制算法,对Ａ