基于Fuzzy ARTMAP的GPS/INS组合导航系统故障诊断

将基于双状态传播器的状态χ2检验法(SCST)结合Fuzzy ARTMAP神经网络应用于GPS/INS紧组合导航系统故障的诊断和参数识别。首先,采用双状态传播器的状态χ2检验法对组合导航系统进行故障检测,得到故障的特征模式,并给出了双状态传播器重置时间间隔选择的充分条件;然后,利用Fuzzy ARTMAP神经网络结合特定的飞行器机动对故障模式进行分类,给出了一种新的分类方法;对于飞行器按照不同轨迹进行飞行的情况,也可有效的识别故障源。最后将分类的结果送入另一个Fuzzy ARTMAP神经网络进行故障参数的估计。仿真结果表明,针对组合导航系统中陀螺、加速度计、GPS信号的一度故障,此方法能有效进行检测和隔离,并能准确估计出故障发生时间和故障幅值。     

飞行器最佳冗余测量

本文在提出测量精度、故障检测性和故障识別性指标的基础上,研究了冗余测量元件的安装型式和最佳安装方位;提出了一种故障冗余处理方法,以提高故障识别的可靠性,并指出了正交-斜装组合型结构,在飞行器冗余测量中,是一种较好的安装结构。     

基于D-S证据理论的某飞行器地面电源故障诊断研究

针对某飞行器地面电源故障诊断中的特点和难点,运用D-S证据理论对其电气故障智能诊断中的应用进行探讨.本文首先介绍D-S证据方法的基本理论,然后以某飞行器地面电源中的电气故障为例建立故障特征库,最后利用D-S证据理论对该飞行器地面电源故障融合的结构、算法等进行了仿真研究,取得了满意的效果.     

基于跟踪微分器的姿控喷管故障检测

针对航天飞行器姿控喷管故障的检测问题，提出了一种基于跟踪微分器(TD)的故障检测方法。该方法在考虑测量噪声、安装误差、转动惯量误差、姿控喷管特性、质心偏移等因素的基础上，设计了带低通滤波器的跟踪微分器，用来估计姿控喷管的输出力矩，并根据上述对象的实际偏差设计了无故障时估计力矩随指令力矩变化的力矩包络，即在无故障时估计力矩不会超出包络，通过检测估计力矩是否超出包络来判断是否发生故障。通过数学仿真，表明该方法能有效检测航天飞行器姿控喷管的故障，检测成功率高并且几乎没有误检。     

CZ-2F逃逸飞行器最大速度头模拟飞行试验技术

最大速度头试验是指模拟运载火箭在最大速度头状态(Qmax)出现故障时，考核逃逸飞行器的工作情况。通过试验获得逃逸飞行器环境及性能参数；考核其结构强度；考核栅格翼释放机构的功能。试验涉及逃逸飞行器结构、遥测系统、外测系统、火箭车动力系统、火工品控制系统等，属于大型综合性试验，难度大，风险高。本文简述了CZ-2F逃逸飞行器的功能，介绍了最大速度头地面模拟飞行试验目的、方案设计及结果分析，得出了相应的结论。     

基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法

为实现飞行器分离任务可靠性的定量分析和高效精确评估,研究了高超声速飞行器分离任务过程中各种不确定性因素对分离可靠性的影响,提出一种基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法。面向高超声速飞行器分离任务需求,建立分离动力学仿真模型,综合考虑分离过程不确定性因素的影响,利用灵敏度分析方法识别主要不确定性因素,构建分离可靠性模型。针对此模型,提出一种改进主动学习Kriging(IAK)的分离可靠性分析方法,通过新的采样策略选取失效概率更大的采样点作为新增训练点,进行高效可靠性分析。实例结果表明,该方法能够准确描述不确定性因素对分离过程的影响,提升分离可靠性定量分析的精度和效率,为飞行器分离方案的精细化设计提供支撑。     

高超声速飞行器的自适应容错控制

针对高超声速飞行器再入过程中可能出现的执行器部分失效或卡死故障,设计了一种飞行器自适应容错控制器。在系统存在外界干扰及未知故障输入且上界未知的情况下,该控制器采用自适应算法在线估计未知的控制器参数,在执行器发生卡死或部分失效故障时,实现了对故障的容错控制和对制导指令的鲁棒输出跟踪。通过Lyapunov方法证明了该方法在执行器存在故障时能保证系统渐进稳定,仿真算例说明了该方法的有效性。     

减速板故障下的RLV末端区域能量管理算法设计

针对可重复使用运载器(RLV)在末端区域能量管理阶段可能存在减速板故障而无法精确控制速度大小,导致无法稳定到达着陆窗口的问题,提出一种考虑减速板故障下的在线RLV末端区域能量管理算法。首先给出减速板卡死故障下的飞行器运动模型,并分析其对飞行器运动产生的影响。然后,在能量走廊内设计纵向标称轨迹,结合飞行能力,设计有限时间轨迹跟踪控制器跟踪地面侧向几何轨迹。最后,分析动压剖面与飞行距离之间的关系,提出减速板卡死故障下的在线修正动压剖面算法,将传统的动压剖面四参数求解简化为单参数更新问题,避免动压剖面的迭代,简化计算流程。仿真结果表明,所设计的算法在减速板故障且存在气动不确定性时,能够顺利到达自主着陆窗口,具有鲁棒性。     

存在时延及丢包的网络化飞行器鲁棒故障检测

考虑同时存在未知时延及随机丢包的飞行器网络环境,研究了飞行器网络控制系统的鲁棒故障检测问题。将未知时延及随机丢包的影响转变为未知扰动输入,建立飞行器网络控制系统的统一数学模型,同时考虑残差对故障的灵敏性和对未知扰动的鲁棒性,利用模型参考的思想,将故障检测问题分解为最优残差模型设计及鲁棒跟踪问题两部分,利用多目标优化方法给出最优残差模型的求解条件,并以线性矩阵不等式的方式给出鲁棒跟踪问题的存在条件,数值仿真表明,所提方法能有效抑制时延及丢包的影响,并能快速有效地检测出更小故障,验证了方法的有效性和优越性。     

一类质心突变飞行器的重构容错控制

提出了一类质心突变飞行器的一种故障诊断与控制律重构设计方法。采用以unscented卡尔曼滤波为基本估计单元且用闭环系统性能为指标的交互式多模型算法对飞行器故障情况进行检测与诊断;设计了飞行器比例导数加前馈补偿的姿态跟踪控制律;当诊断出故障时,重构控制律的结构,采用滑模变结构容错控制律对系统进行补偿控制。最后,用飞行器一次分离体释放前后的姿态跟踪过程进行了数值仿真,验证了方法的有效性。     

一类飞行器网络控制系统的鲁棒故障检测算法

针对同时存在马尔可夫短时延和数据包丢失的网络环境,研究了一类飞行器网络控制系统的鲁棒故障检测问题。通过将马尔可夫短时延与丢包建模为一个有限马尔可夫链,并针对丢包建立相应的数学模型,飞行器网络控制系统被建模为离散有限马尔可夫跳变线性系统。在此基础上构建残差发生器,相应的故障检测问题归结为滤波问题。以线性矩阵不等式的形式给出并证明了故障检测滤波器的存在条件和求解方法。仿真结果表明,所提出的建模方法能够有效地减少丢包对故障检测性能的影响,同时上述故障检测方法对故障敏感,对未知扰动具有鲁棒性。     

一类降阶故障检测滤波器设计及其在飞行器中的应用

针对飞行器控制周期较短且资源与计算能力受限的情况,提出了一种适合飞行器控制系统的降阶故障检测滤波器设计算法.首先利用小扰动理论将飞行器非线性动力学方程在平衡点线性化,针对线性状态方程设计降阶故障检测滤波器.将降阶故障检测滤波器存在可行解问题转化为线性矩阵不等式描述的非凸优化问题,利用交替映射算法求解非凸优化问题的局部最优解.然后利用上述可行解存在的条件,计算降阶故障检测滤波器参数.最后将提出的降阶故障检测滤波算法应用到某小型无人直升机偏航控制系统的故障检测中,仿真结果表明该算法在保证检测效果的前提下降低故障检测滤波器的阶次,验证了算法的有效性.     

基于残差χ~2检测方法的联邦卡尔曼滤波

针对可重复使用亚轨道飞行器(SRLV)惯性/多传感器组合导航中某导航系统发生故障导致卡尔曼滤波器出现发散,提出了一种基于残差χ~2检测方法的联邦卡尔曼滤波。该方法通过对残差均值的检验来确定系统是否发生故障并进行隔离。实验结果表明,基于残差χ~2检测方法的联邦卡尔曼滤波能有效检验出系统故障,提高组合导航系统的可靠性。     

AIS在LRE故障检测与诊断中的应用研究

为提高液体火箭发动机(LRE)故障检测与诊断的及时性、实时性与准确性,将人工免疫系统(AIS)中的否定选择原理用于LRE的故障检测与诊断。基于正常状态与故障模式的人工识别球,采用最大相似原则,实现了LRE稳态工作过程中的故障检测与诊断,并用LRE稳态故障试车数据进行实验。验证结果表明:AIS对LRE故障检测与诊断的速度快,正确率与灵敏度高,捕获未知故障能力强,有良好的应用前景。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点,提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先,建立高超声速飞行器再入段线性化模型,并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后,结合自抗扰控制技术,设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿,大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后,将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真,仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令,并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

有关航天飞行器技术的专利分析

利用SooPAT(搜索专利)和佰腾专利搜索引擎对IPC(国际专利分类)分类号中的航天技术领域B64G项进行数据统计,分析目前我国航天飞行器技术专利现状,评估我国航天飞行器技术的发展水平,并引入技术周期时间指标对我国航天飞行器技术所处的技术生命周期予以判定。     

基于PolyMAX法的飞行器工作模态分析技术与应用

飞行器在大气中飞行时经历严酷的力热环境,结构动力学问题显著,而模态特性是分析这些问题的重要输入。传统地面模态试验很难准确模拟飞行环境,而工作模态分析技术能够得到飞行器实际飞行中的模态参数。文章首先简要介绍了工作模态分析技术的背景和发展现状,说明了PolyMAX法的基本原理,然后对飞行器飞行试验测量数据进行了处理和分析,采用PolyMAX法成功识别出该飞行器的模态参数,并进行了模态验证。     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

面向高超声速飞行器双重不确定性的自适应状态估计

将高超声速飞行器双重不确定性因素建模为未知干扰输入项，针对状态演化方程和量测方程含有不同未知干扰输入的高超声速飞行器控制系统状态估计问题开展研究，提出一种基于自适应方差极小化的递推状态估计器(Adaptive variance minimization based Recursive Estimator, AVMRE)。首先建立了状态估计递推滤波器模型，实现滤波误差中的量测未知干扰解耦，之后引入自适应调整因子刻画状态未知干扰并推导了最小上界估计误差协方差矩阵，最后，基于最小方差估计准则设计了滤波器中的量测增益反馈矩阵。以外部突风和传感器故障为例，受内外部双重不确定性因素影响下的高超声速飞行器仿真实验验证了本文算法的有效性，与相关算法的仿真对比反映了本文算法的优越性。     

析构时间相关模型的面对称飞行器机动估计

针对现代战机大机动规避时机动加速度估计困难的问题,提出一种基于动力学析构时间相关运动模型(DTDM)的面对称飞行器目标机动估计算法。首先考虑面对称飞行器的大机动过载主要由主升力面升力产生,将飞行器动力学方程析构简化为主升力面过载和主升力面滚转角耦合的时间相关模型。然后,基于分段定常系统(PWCS)可观测性理论和奇异值分解(SVD)法对模型的可观测性进行分析,结果表明其可观性优于改进"当前"统计模型(MCSM)和Jerk模型。最后使用容积卡尔曼滤波(CKF)算法对战机大机动规避的典型场景进行数学仿真,仿真结果表明本文所提模型对面对称飞行器目标的大机动过载估计精度优于MCSM和Jerk模型。