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。     

飞行器气动外形的正交设计与分析

结合飞行器总体快速设计需求,研究基于正交试验设计的气动外形分析方法。通过正交试验设计,获得飞行器气动特性数据,再根据试验结果的极差分析和方差分析,快速明确飞行器外形参数与阻力系数的影响程度,辨识关键参数,指导飞行器外形设计。以某飞行器为应用对象开展了实例验证,结果表明该方法能够快速获得满足要求的气动外形,提高分析效率,满足总体方案快速设计需求。     

基于结构奇异值的不确定系统鲁棒性分析与评估

针对存在含有不确定性摄动的飞行器,提出一种基于结构奇异值的鲁棒性分析与评估方法。通过分析飞行器控制系统的不确定性摄动,基于线性分式变换方法,推导了飞行器不确定性摄动模型;基于μ分析方法,设计了一种控制律分析评估方法。并在系统鲁棒稳定的基础上,基于结构奇异值理论,分析了多输入多输出的不确定系统稳定裕度的计算方法。仿真结果表明,该方法有效保障了不确定性摄动系统控制律的鲁棒稳定性。     

远程操控飞行器自适应神经网络观测器设计

针对无人飞行器远程操控系统设计时,由于远程操控飞行器动力学的非线性和飞行器控制系统性能的不确定性,无法精确建立远程操控飞行器控制系统模型的问题,提出了一种自适应神经网络状态观测器设计方法实现对远程操控飞行器的控制系统模型的估计。首先将飞行器的动力学环节与自动驾驶仪构成的闭环回路作为一个整体建立了远程操控飞行器控制系统的非线性模型。然后针对模型中存在未建模动态的问题,采用神经网络算法对非线性动力学模型进行在线辨识,并引入鲁棒项对附加扰动进行抑制。最后设计自适应律对神经网络的权值进行实时调整,保证了系统的稳定性,并基于Lyapunov理论证明了观测器的估计误差是最终一致有界的。仿真结果表明,所设计的观测器能够保证远程操控飞行器在存在未建模动态和附加扰动的情况下对飞行状态具有良好的估计性能。     

基于EMD-Hilbert包络谱分析的涡轮泵轴承故障特征识别

在火箭发动机涡轮泵高速轴承试验中,轴承的可靠性对保证试验的成功至关重要。针对涡轮泵轴承故障特征难以从原始信号中提取的问题,基于EMD-Hilbert包络解调分析方法,对涡轮泵高速轴承故障特征进行识别。采用EMD方法对原始信号进行自适应分解,获得若干个IMF分量;基于相关性指标最大原则筛选IMF分量进行信号重构;对重构信号进行Hilbert包络解调分析,提取出故障轴承的特征。以某型号涡轮泵低温高速轴承试验的真实故障数据验证本方法的有效性,数据记录了试验装置在阶梯式升速全过程中保持架故障的振动加速度信号。分析结果表明,基于EMD-Hilbert包络解调分析方法能够提高信噪比,最大程度保留保持架故障信息的周期性冲击成分,并能有效提取保持架故障频率、故障倍频及各种调制频率成分,实现对涡轮泵高速轴承故障的有效识别。为深度解析轴承保持架故障情况,结合系统11种运行状态,提出了一种轴承渐进劣化全过程的解析方法,确定出轴承故障早期人为干预的具体时刻。     

基于固体运载器飞试数据的风场辨识方法研究

通过飞行测量数据辨识飞行器主动段飞行过程中真实风场环境是运载飞行器分析与设计中一项必要而具有难度的工作。本文基于固体运载飞行器主发动机工作段各项可测量飞行试验数据,给出了测量数据处理和风场辨识方法,并通过某固体运载飞行器的测量数据应用并验证了本文方法的有效性。     

切换多胞飞行器的变增益H_∞跟踪控制

针对飞行器大包线控制问题,提出基于切换多胞系统的变增益H∞跟踪控制策略。采用切换多胞系统描述飞行器包线范围内的时变飞行动态,进而基于广义系统方法获得切换多胞形式的变增益H∞跟踪控制器设计方法,结合公共Lyapunov函数方法与平均驻留时间方法给出闭环飞行控制系统在时变工作条件下的一致稳定性与H∞性能分析方法,最后将所提方法应用于高机动性飞行器大包线控制系统的分析与设计。仿真结果表明变增益H∞跟踪控制系统在工作包线内体现出良好的动态响应品质与稳态跟踪性能,同时对大气扰动具有较强的抑制作用。     

高超声速飞行器制导与控制性能评估方法

针对高超声速飞行器的特点,探讨了高超声速飞行器制导与控制系统性能评估问题。对控制系统性能定性评估原则及需考虑的影响因素进行了描述,建立了较完整的制导与姿态控制性能评估指标体系。根据层次化分析思想,通过定性分析与定量评估相结合,提出了一套适用于高超声速飞行器制导与姿态控制性能评估方法。最后,提出了制导与姿态控制性能综合评估验证系统的框架,为后续仿真验证平台搭建及不同制导姿控方法评估提供了重要依据。     

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。     

考虑声场空间相关的结构声振响应预示方法

文章研究利用有限元法进行声振响应预示时完整考虑空间相关的声场载荷施加方法,并基于MSC.Nastran软件进行算法研究及二次开发,编制形成软件并预示航天飞行器噪声试验声振响应;预示数据与试验数据的对比结果验证了该方法的有效性。该方法解决了传统中高频响应预示方法不能给出局部结构振动响应的问题,为航天飞行器力学环境预示提供了一种新途径。     

带有引诱角色的有限时间协同制导方法

为实现高价值飞行器的有效突防,采用突防飞行器携带一枚防御器的协同突防方案,在突防器作为引诱角色的情况下,基于有限时间控制理论提出了一种带有拦截角约束的协同制导方法。基于飞行器相对运动学方程和一阶动力学特性,建立了带有拦截角约束的协同反拦截模型;用度量矩阵刻画系统有限时间输入输出动态品质,基于微分线性矩阵不等式给出了有限时间状态反馈控制器设计方法。数学仿真表明,该方法能够确保防御器在有限时间内以预置的拦截角有效拦截对方拦截器;在突防器进行引诱配合的情况下,协同突防方案能够大幅节省防御器需用加速度,验证了协同制导方法的有效性;同时,所提制导方法在不同拦截角度和初始发射条件下都能达到较好的控制效果,表现出较强的鲁棒性。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

双向互选最近邻准则下的多目标TDOA无源定位

为有效解决多目标无源定位中的数据关联难题,提出双向互选最近邻多目标数据关联算法。该算法借鉴全局最近邻思想解决多目标到达时差(TDOA)测量数据关联问题,在设置检测门限对时差测量数据进行关联初选的基础上,将所有目标和初选后数据的关联配对关系进行全局考虑,通过对初选后数据的前后向互选来解决多目标时差测量数据的正确关联问题。该算法在从众多时差测量数据关联配对点中提取真实目标位置的同时,可有效解决时差无源定位中的定位模糊问题,算法模块也可应用到多星测时差、测向-测时差等无源定位系统中。仿真结果表明,该算法能有效解决多目标时差测量数据的关联问题,最终实现对多目标的无源定位。     

Research on hypersonic aircraft using pre-cooled turbojet engines

Systems analysis of a Mach 5 class hypersonic aircraft is performed. The aircraft can fly across the Pacific Ocean in 2 h. A multidisciplinary optimization program for aerodynamics, structure, propulsion, and trajectory is used in the analysis. The result of each element model is improved using higher accuracy analysis tools. The aerodynamic performance of the hypersonic aircraft is examined through hypersonic wind tunnel tests. A thermal management system based on the data of the wind tunnel tests is proposed. A pre-cooled turbojet engine is adopted as the propulsion system for the hypersonic aircraft. The engine can be operated continuously from take-off to Mach 5. This engine uses a pre-cooling cycle using cryogenic liquid hydrogen. The high temperature inlet air of hypersonic flight would be cooled by the same liquid hydrogen used as fuel. The engine is tested under sea level static conditions. The engine is installed on a flight test vehicle. Both liquid hydrogen fuel and gaseous hydrogen fuel are supplied to the engine from a tank and cylinders installed within the vehicle. The designed operation of major components of the engine is confirmed. A large amount of liquid hydrogen is supplied to the pre-cooler in order to make its performance sufficient for Mach 5 flight. Thus, fuel rich combustion is adopted at the afterburner. The experiments are carried out under the conditions that the engine is mounted upon an experimental airframe with both set up either horizontally or vertically. As a result, the operating procedure of the pre-cooled turbojet engine is demonstrated.     

典型飞行器线角复合振动环境再现技术

为在实验室条件下再现某飞行器系统经历的线振动与角振动复合环境,在分析实测飞行环境数据的基础上,采用虚拟响应点方法对试验控制波形进行解算;通过搭建专用试验系统,采用时域波形复现的方法实现了线角复合振动的间接控制。试验结果表明:该模拟试验方法在频率1000 Hz以内能够较好地复现飞行器的飞行环境特征,为再现外场振动环境提供有效的解决途径。     

基于数学仿真的姿控系统遥测数据分析与检验

为定量地分析和检验运载火箭姿态控制系统的遥测数据 ,本文采用数学仿真的办法模拟实际飞行过程 ,得出相对标准的数据 ;采用t检验的办法对其与遥测数据做一致性检验 ,以分析遥测数据的合理性及系统的工作性能     

推进剂利用及地面测试系统的故障分析与改进设计

简单介绍了某运载火箭推进剂利用系统及其地面测试系统的工作原理,针对试验中出现的故障问题进行综合试验,采用试验分析的方法,深入研究了试验过程及试验数据,进行精确故障定位,采用修正的判断准则对系统进行改进,试验证明改进效果良好,很好地解决了故障问题。     

含无序量测的多传感器目标跟踪滤波算法

由于通信链路的随机时间延迟和星上传感器测量的预处理时间的不同等因素,导致在目标飞行器的测量中产生无序量测现象。为解决该问题,提出了一种基于扩展卡尔曼滤波的前向预测多步滞后无序量测处理算法。该算法首先采用扩展卡尔曼滤波算法估算出目标飞行器的状态方程和协方差方程,然后在滤波过程中利用前向滤波更新的方法,将协方差方程更新结果去相关后,累积到当前协方差方程滤波结果中,从而有效解决了目标飞行器测量中的无序量测问题。最后,将该算法与扩展卡尔曼滤波算法、丢弃算法进行了对比仿真。仿真结果表明,采用该算法处理目标飞行器的位置和飞行速度,得到的测量误差较小,在整个观测时间内,测量误差的收敛性较好,能够实现对目标飞行器的精确测量和跟踪。     

基于二态模型递归树的遥测全帧数据仿真算法

由于不同型号飞行器的遥测数据帧格式复杂多变、形式各异,使得工作人员不得不频繁更动遥测数据仿真软件,尤其在面对新型号飞行器时,软件甚至需要重新开发。为此,提出了一种基于二态模型递归树的通用化遥测全帧数据仿真算法。首先,通过对遥测全帧数据的特点进行分析,提出了基于参数数据和结构数据的遥测全帧数据通用化二态表达模型,构建了描述遥测全帧数据的递归树,实现了遥测全帧数据通用化描述。其次,针对遥测全帧数据仿真问题,提出了基于多元函数递归运算的结构数据生成算法,并设计了参数反演算法,实现了遥测全帧数据的通用化仿真。最后,通过算例分析,验证了算法在遥测全帧数据仿真中的实用性和有效性。     

某飞翼布局无人机控制系统重构方法研究

通常是在欧拉坐标系中描述飞机的运动方程,但是当飞机做大幅度的姿态运动时,运动方程的解会出现奇异性.根据某飞翼布局无人机的特点,本文首先建立了基于四元数法的六自由度飞行力学模型.在操纵面的气动数据插值方面,本文用非均匀有理B样条插值法,将插值后的数据进行拟合,得到操纵面气动力系数与舵偏角的关系表达式.在上述基础上,用序列...