基于导纳控制的空间精细操作半物理仿真

分析空间机器人精细操作动力学,建立空间漂浮基机器人动力学模型和空间接触碰撞模型.根据动力学模型及碰撞模型,建立了基于导纳原理的包含路径规划器、导纳控制器和运动估计器的空间精细操作半物理仿真控制模型.详细介绍用于验证精细操作控制模型的地面半物理仿真平台的构造和性能.在Simulink和UG软件中针对空间机器人抓捕对接环的典型作业过程进行联合仿真,结果表明,碰撞力被稳定控制在给定区间,验证了基于导纳原理的空间精细操作半物理仿真机理的有效性.     

串联半物理仿真机构的刚度辨识与时滞误差补偿

空间操作半物理仿真系统是在地面模拟太空环境验证空间技术有效性的常用方法之一,但是系统内存在不可避免的时间滞后会出现结果失真和能量发散的现象.针对串联半物理仿真机构系统失真问题,从力测量系统滞后和控制系统的动态响应延迟两个方面出发,建立了空间碰撞的动力学模型和基于刚度辨识的力补偿模型,提出了基于测量力方向投影辨识碰撞方向和接触刚度的补偿算法,将对测量力的补偿转化为串联半物理仿真机构的位置控制补偿.串联半物理仿真机构的单自由度碰撞进行数字仿真,验证了该力补偿方法的可行性,提高了半物理仿真的复现精度.该方法从力产生的原因出发建立补偿模型,为深入研究空间操作半物理仿真系统失真问题提供了一种新的思路.     

燃料电池无人机动力系统半实物仿真

针对燃料电池无人机（UAV）动力系统飞行测试困难的问题,为了提升动力系统设计与开发水平,以燃料电池、锂电池、DC/DC功率转换器、电子调速器和直流无刷电机组成的动力系统作为实物介入,无人机动力学、自动驾驶仪、螺旋桨、飞行环境等数学模型为软件部分,无人机的油门信号控制及飞行过程中电机的载荷等为模拟仿真部分,以信号发生器、测功机及扭矩加载装置为软硬件接口,设计并搭建了燃料电池无人机动力系统半实物（HIL）仿真平台。面向典型任务剖面,基于状态机管理策略,对燃料电池/锂电池电动无人机的动力系统进行了半实物仿真研究,分析了半实物仿真平台和管理策略的有效性和实用性。      

基于故障建模的双余度舵机故障诊断技术

针对双余度舵机系统结构复杂、故障诊断困难的问题,提出了根据故障模型反向推理的故障诊断方法.在充分考虑各元件失效机理的基础上,将故障注入闭环系统建立典型故障模型.故障模型仿真了不同元件故障如何导致系统性能下降甚至完全失效.基于故障模型的仿真结果,对可观测到的异常状况进行分类和逆向推理归纳出故障诊断方法,并利用数学公式对一些故障量化评估.该诊断方法涵盖系统各元件,可快速定位故障元件,判断失效原因并进行定量分析,而且算法简单易于工程实现.      

人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统设计及验证

以人控交会对接半物理仿真试验需求为背景,提出了可对人控交会对接控制系统单机敏感器性能和控制律设计方案进行仿真验证的人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统的设计方法,给出了利用该设计方法对神舟九号飞船人控交会对接控制系统的仿真验证结果.神舟九号飞船与天宫一号目标飞行器首次在轨人控交会对接的工程实践结果表明,人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统的设计方法正确.     

基于小波的反作用轮力矩测量系统校准

将反作用轮实时输出力矩值由力矩测量系统采集引入卫星半物理闭环仿真试验是一种更为优越的闭环仿真新方法。但由于仿真过程中,存在持续的外力矩干扰引入仿真控制闭环,导致半物理仿真试验无法长时间准确运行。为解决这一问题,结合实验数据分析,确定了力矩测量系统为半物理仿真试验外力矩干扰来源,并结合小波阈值滤波原理分别使用实时小波滤波方法和基于小波去噪的均值滤波算法对力矩测量系统初始及过程中产生的外力矩干扰进行消除,使测量系统得以准确校准。最后,将此方法应用于半物理闭环仿真试验中,取得了良好的效果。     

模型辨识法诊断发动机故障的分析

利用模型辨识法,以双轴分排涡扇发动机为例,研究当监视参数较少时,发动机故障诊断的 可行性及效果.模型辨识法基于发动机性能仿真模型,在辨识的过程中利用了发动机平衡技 术,考虑了模型的非线性.故障诊断过程中详细讨论了典型工作状态的选择对诊断结果的影 响.研究表明,模型辨识法能够准确定量诊断发动机故障,并得到状态选择的原则.     

基于RBF神经网络的控制电器元件故障诊断

针对控制电器元件故障征兆与故障类型之间的非线性映射关系,提出了基于径向基函数神经网络RBFNN(Radial Basis Function Neural Network)的控制电器元件故障诊断方法.在分析控制电器元件故障机理和失效形式的基础上,提取出描述故障类型的典型故障特征矢量.给出在获得足够多故障信息的情况下,运用RBFNN进行故障诊断的模型及整个故障诊断算法的实现过程.为了验证故障诊断模型的有效性和合理性,利用训练好的RBFNN对故障特征矢量进行识别.仿真结果表明,RBFNN能克服诊断过程中容易陷入局部极小的缺点,并能满足故障诊断的快速性和准确性要求.      

微小卫星姿态控制系统半物理仿真设计及验证

针对利用反作用飞轮作为执行机构的微小卫星姿态控制系统,详细讨论了基于dSPACE实时仿真机、单轴气浮转台、星载计算机及陀螺和反作用飞轮实物的卫星姿态控制系统半物理仿真的方案设计;并利用该系统对仅用反作用飞轮的卫星姿态大角度机动控制模式进行了半物理仿真验证。仿真结果表明根据陀螺和反作用飞轮现有精度,设计的大角度姿态机动控制算法能够满足分系统技术要求,同时验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。     

基于自适应观测器的飞轮故障诊断物理仿真

研究了反作用飞轮的故障诊断问题.针对反作用飞轮的非线性数学模型,分析了其故障模式,建立了其故障的参数化描述方法,并在此基础上提出了一种基于参数自适应投影的反作用飞轮故障诊断方法.该方法通过构造观测器,利用参数自适应投影算法来更新参数信息,保证观测器的误差收敛到零.最后对飞轮的正常模式和3种故障模式进行了物理仿真实验,结果表明提出的方法有效可行.     

大型无人机电源系统故障诊断专家系统

在以PXI总线和虚拟仪器技术为核心的测试系统平台基础上,针对大型无人机机载电源系统及典型配电结构,通过故障模式分析和故障树设计等手段,设计了适用于大型无人机机载电源系统的故障诊断专家系统来推理故障原因、定位故障位置和提出解决措施.在该系统中,建立了基于规则的正向推理专家知识库并引入置信度因子来解决故障的非精确推理问题.通过某型无人机电源系统的试验验证,本系统可有效提高测试的智能化程度,满足无人机机载系统的维修性、保障性要求.     

基于事件触发的航天器姿态自适应容错控制

针对航天器通信和计算资源约束以及执行器故障场景下的姿态控制问题,提出了一种基于事件触发的航天器姿态自适应容错控制策略。首先,采用自适应方法估计故障信息、外界扰动等系统中未知参数,并引入事件触发机制,在执行器故障下实现容错控制的同时,节约星载计算机的计算资源。然后,基于李雅普诺夫方法证明了所提出的控制策略保证了闭环系统状态全局一致且最终有界稳定,并能有效避免Zeno现象,保证了执行器故障场景下对姿态的精确控制。最后,应用于航天器的姿态稳定试验,仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于深度神经网络的航天器姿态控制系统故障诊断与容错控制研究

针对传统航天姿控系统故障诊断与容错控制诊断精度及控制分配效率较低的问题,提出了一种基于深度神经网络的航天器姿态控制系统故障诊断与容错控制方法。以控制力矩陀螺为执行机构的航天器发生执行机构故障工况时,所提出的方法可保证鲁棒的姿态控制。首先,利用三个异构深度神经网络实现传统容错控制器的故障诊断、姿态控制和力矩分配等功能,建立了全神经网络的智能自适应容错控制器架构。然后,对三个神经网络的网络层数、神经元数目和激活函数等参数进行优化调整,对比分析了神经网络参数对控制器性能的影响。最后,对所提出的新型控制器在控制力矩陀螺发生故障时的控制精度和鲁棒性进行了仿真验证。仿真结果表明,对于具有冗余控制力矩陀螺的航天器,提出的方法不仅能在单一陀螺故障下实现高精度的容错控制,也能在发生多陀螺故障时保证一定的姿态稳定控制。     

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

液体火箭发动机故障诊断器设计及其HIL验证

为了实现某型液体火箭发动机机载实时故障诊断,采用FPGA与DSP相结合的方式作为硬件架构设计了故障诊断器,其中FPGA控制高精度A/D转换器进行传感器数据采集,DSP运行故障诊断算法并将结果输出,对故障诊断器的硬件和软件分别进行了设计。提出了一种递归结构识别（RESID）算法用于液体火箭发动机故障诊断,该算法可在6 ms内诊断出流量衰减故障。搭建基于故障诊断器和工控机的硬件在环（HIL）试验平台,采用自动代码生成技术与手写代码结合的方式对RESID算法进行了试验验证,通过上位机界面进行观察。结果表明:RESID算法能准确地诊断出发动机常见的故障并在故障诊断器上实现,算法运行时间为3.9 ms,故障诊断器可以实现实时数据监测和故障诊断,相对于传统平台更加小型化和经济化,既可以作为机载装置使用,也可作为通用平台来开发新算法。      

基于神经网络的卫星控制系统故障识别方法

闭环控制系统的反馈调节机制,可能破坏开环系统的可辨识性,导致误报率和漏报率同时上升,还可能导致同一故障模式下的多个变量发生异常,给闭环控制系统故障识别带来难度。针对单输入单输出系统,分析了闭环控制对可辨识性、误报率和漏报率的影响,对多输入多输出系统,理论上推导了闭环控制系统传感器故障的传播机理,分析了闭环控制系统对系统变量的影响关系,利用神经网络构建了闭环故障识别算法。数值仿真结果验证了闭环对故障系统诊断的不利影响,而卫星姿态控制系统的仿真结果标明:与传统方法相比,提出的方法识别性能更高。     

Integrated orbit and attitude hardware-in-the-loop simulations for autonomous satellite formation flying

Development and experiment of an integrated orbit and attitude hardware-in-the-loop (HIL) simulator for autonomous satellite formation flying are presented. The integrated simulator system consists of an orbit HIL simulator for orbit determination and control, and an attitude HIL simulator for attitude determination and control. The integrated simulator involves four processes (orbit determination, orbit control, attitude determination, and attitude control), which interact with each other in the same way as actual flight processes do. Orbit determination is conducted by a relative navigation algorithm using double-difference GPS measurements based on the extended Kalman filter (EKF). Orbit control is performed by a state-dependent Riccati equation (SDRE) technique that is utilized as a nonlinear controller for the formation control problem. Attitude is determined from an attitude heading reference system (AHRS) sensor, and a proportional-derivative (PD) feedback controller is used to control the attitude HIL simulator using three momentum wheel assemblies. Integrated orbit and attitude simulations are performed for a formation reconfiguration scenario. By performing the four processes adequately, the desired formation reconfiguration from a baseline of 500–1000 m was achieved with meter-level position error and millimeter-level relative position navigation. This HIL simulation demonstrates the performance of the integrated HIL simulator and the feasibility of the applied algorithms in a real-time environment. Furthermore, the integrated HIL simulator system developed in the current study can be used as a ground-based testing environment to reproduce possible actual satellite formation operations.     

基于FDDPB方法的卫星姿态控制系统故障诊断

针对卫星姿态控制系统故障诊断问题,将执行机构及输出传感器的阶跃型和缓变型输出偏差统归于一种"参数偏差"型故障,介绍了改进的参数偏差型故障的实时检测与诊断 (FDDPB,Fault Detection and Diagnostics of Parameter Bias)算法,说明了此算法在卫星姿态控制系统执行机构和传感器故障诊断中的应用.引入卫星姿态动力学模型和飞轮模型,建立了算法仿真模型,选取执行机构阶跃型和缓变型故障作为故障注入条件,将该算法用于实验验证.仿真结果表明:该算法能够检测出系统发生的故障,且能够准确估计出故障幅值.      

卫星姿态控制系统的故障可诊断性评价研究

在不依赖任何诊断算法的前提下,对卫星姿态控制系统中传感器和执行器的故障可诊断性进行评价,旨在将提高系统故障诊断能力的工作重点前移到设计阶段.由于反馈控制的存在,导致故障会在整个系统中进行传播,使得单故障源表现出多异常征兆,这给闭环系统的故障诊断带来极大挑战.将故障视作扩展状态,并考虑模型不确定性,得到卫星姿态闭环控制系统的状态空间模型;根据可观测性判据,给出并证明考虑建模不确定性的加性故障和乘性故障可诊断性条件.所得相关结论可为卫星姿态控制系统设计提供理论参考依据.