硬X射线调制望远镜卫星多样性姿态控制及在轨验证

为了实现硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星巡天观测、定点观测和小天区观测等在轨任务,文章提出在控制系统中采用多种姿态指向算法:对日定向慢旋、惯性定向三轴稳定、惯性定向循环小角度旋转等方法,给出了不同观测模式下具体的姿态控制算法,并从算法层面上保证了各约束条件的要求。在设计每种姿态控制算法时,除了需满足控制精度外,还实现了规避太阳或地球等约束条件。控制精度经数学仿真验证和在轨数据分析,结果表明:各个模式的指向精度和稳定度均满足总体要求。     

一种姿轨控发动机地面试验控制系统设计

控制系统在试车过程中发出指令信号,使发动机和试车台各工艺系统按照预定的程序完成规定试车任务。为了适应某型号姿轨控发动机试验对控制精度要求的提高,需要对现有控制系统进行改造,基于现场可编程门阵列和高速固态继电器设计了一种新的控制系统,其控制模块用于操作人员对试验系统上的各路电磁阀进行手动与自动控制,其复记模块可以实时记录系统状态以便于指挥人员了解系统工作状况,并能够进行数据分析判断。该系统建成后可以满足该型号姿轨控发动机试验的要求,控制精度为0.1 ms。     

噪声试验计算机控制系统研制及调试

介绍声试验计算机控制系统和控制软件的特点和功能,给出了调试结果,结果表明控制系统性能良好,能满足声试验要求。     

小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究

针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控制器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工程可实现性,以侧喷流发动机和栅格舵为执行机构的控制系统能满足运载火箭起飞段姿态控制要求,为陆基或空射小型固体运载火箭姿态控制方法提供了一种新思路。     

卫星正常模式姿态确定算法研究

针对太阳同步极轨卫星进行了正常模式姿态确定算法研究 ,采用四元数法建立了较完整和准确的姿态估计器模型 ,并进行了可观测性及观测度的分析。通过数学仿真证明此姿态确定算法能够对星体姿态进行较精确的估计或校正 ,满足卫星控制精度要求     

1070 m3混响室的设计

为适应航天器研制任务发展的需要,北京卫星环境工程研究所研制建立了一个1 070 m3混响室.文章对该混响室的本体、气源系统、控制系统的设计进行了介绍.该混响室本体为六面体结构,墙体为内、外墙双层结构,大门采用推拉式钢结构;数字式闭环控制系统进行了多项改进,有效地提高了控制精度和操作的自动化程度;经验收调试,混响室最大总声压级能达到155 db以上;提高了北京卫星环境工程研究所的声试验能力.     

“风云二号”卫星噪声试验高频段控制问题研究

文章对“风云二号” 04卫星噪声试验进行了回顾,其声谱控制未能完全满足试验大纲要求的原因主要有硬件配置、控制系统参数设置等方面。经过理论分析和调试检验,决定从3个方面来解决,即:高频电气换能器EPT-200作为必须参试的设备;试验过程中电气换能器的工作介质（液氮汽化并升温后的氮气）压力不能太低;控制参数可根据试验前调试的情况作适当的修正。最终圆满完成了该型号05卫星以及06卫星的噪声试验。     

摩托车电控点火提前角实时推定算法研究(2)

发动机电控点火系统需要实时检测与最佳点火提前角相应的曲轴转角。实际发动机如采用一个曲轴转角传感器,就必须采用数值预测方法。采用集相平均和时间平均法外推预测曲轴转角,并将计算值与试验值进行了比较。结果表明:低速下采用时间平均法,高速下采用集相平均法,即可满足控制精度的要求,也可以减轻系统的实时性要求。采用线性计算方法足可以满足±0.5°曲轴转角精度的要求,同时计算简单,更适宜资源紧张的单片机采用。     

自由飞行态主动式自旋稳定姿态控制

为改善航天器在自由飞行状态下的自旋稳定姿态控制精度，在分别采用消章和消偏的基础上，提出了一种消章消偏综合控制方法，并选用带消偏约束的消章控制法，对桌细长型航天器的姿态控制进行了仿真试验。理论分析和实验结果表明，该控制法的姿态角控制精度较高，所用时间较短，可满足控制精度的要求。     

复合材料布带缠绕纠偏控制系统设计

针对复合材料缠绕过程中的布带跑偏问题,在分析纠偏工作原理和影响纠偏控制精度关键因素的基础上,以线阵CCD( Charge Coupled Device)图像传感器为检测元件,以步进电机、蜗轮蜗杆、纠偏辊等为执行机构,采用FUZZY-PID复合控制策略,建立了布带缠绕纠偏控制系统.经纠偏试验验证,该纠偏控制系统的纠偏精度完全满足缠绕工艺要求,使缠绕过程的纠偏自动化得以实现.     

一种相控阵天线转台伺服控制系统设计

针对相控阵天线测控系统小型化的需求,提出一种相控阵天线转台伺服控制系统设计方法,采用集成化的设计思想,将伺服控制系统集成到转台内部。系统设计有波束控制器,具有波束控制功能和自动跟踪目标的功能,以及利用网络通信方式实现对多套伺服控制系统的远程控制功能。系统的伺服控制器采用参数自适应模糊PID控制结合时间最优控制的复合控制算法,阶跃信号、正弦信号测试和跟踪测试结果表明,伺服控制系统具有优异的动态性能和较高的跟踪精度。该伺服控制系统功能丰富,控制性能良好,具有广阔的应用前景。     

基于GPS的多基线姿态系统研究

在QUEST算法的基础上,提出了非单位向量前提下的四元数估计算法。该算法考虑了基线长度对精度的影响,将其应用于自制的GPS多基线姿态系统,计算载体的姿态角,验证系统及算法的精度。通过两次实验结果对比表明:该套GPS姿态系统具有较高的精度,非单位向量的四元数估计算法计算精度明显高于TRIAD算法。     

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。     

太极二号卫星精密热控关键技术及试验验证

针对引力波探测太极二号卫星提出的高稳定度温控需求，开展了高分辨率测温系统和高稳定度热控技术的研究，提出了多级阻尼的热控设计方法，建立了多级阻尼状态空间数学模型，揭示了系统中热量传递特性。该方法在太极二号核心载荷上进行了地面试验验证，试验结果表明核心舱关键仪器的温度满足指标要求。试验结果的噪声分析，不仅验证了精密热控关键技术，而且提出了关于热噪声分析与抑制的新方法，为后续航天器精密热控技术提供了理论分析方法和工程参考依据。     

精确制导武器虚拟样机技术研究

精确制导武器虚拟样机技术是进行精确制导武器研究的一项关键技术。本文充分考虑到建立一体化、通用化的虚拟样机系统支撑平台的需要,选取景象匹配技术作为精确制导技术的研究对象。研究过程中重点讨论了虚拟样机系统的组成、方案及算法分析、算法仿真试验、试验结果分析、系统集成等问题。其中,精确制导算法仿真的试验结果揭示了典型匹配算法的抗干扰能力和各种主要因素对匹配结果的影响规律,与理论分析一致;系统集成过程中详细分析了控制流、数据流与系统集成的组织过程和方法;最后对整个精确制导武器虚拟样机系统的研制工作进行了总结。     

一种新型卫星携气瓶推力器喷气时长计算方法

卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。     

基于简化FXLMS算法的磁悬浮控制力矩陀螺动框架效应精确补偿方法实验研究

磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）是一种用于航天器姿态控制的高精度长寿命惯性执行机 构,动框架效应补偿是MSCMG实现高精度性能的关键技术之一。然而现有的FXLMS补偿算法由 于模型复杂、计算量大而难以实际应用。通过分析MSCMG磁轴承对象特性,提出一种简化FXL MS算法,将对象滤波器简化为常数对角阵,大幅度减少了算法计算量。对简化算法进行了仿 真,并在MSCMG样机上面进行了动框架效应补偿实验。实验结果表明：简化后的自适应控制 系统,收敛性好,跟踪速度快,具有理想的精度和较强的鲁棒性。
     

高声强声场模拟装置设计与声试验1/3倍频程控制技术研究

为了提高混响室声场模拟能力,北京卫星环境工程研究所自研一套高声强声场模拟试验设备。文章介绍了该设备的行波管发声系统设计和消声降噪处理过程——行波终端设计以及声试验控制仪器的原理。经过调试试验验证,测量结果满足声压级165 d B行波声场的要求,行波管试验段性能良好,达到167.9 d B,消声道出口噪声能够满足环境模拟需求。     

运载火箭控制系统漏电故障诊断研究

从系统的角度分析了运载火箭控制系统漏电故障诊断的特殊性，指出故障也是系统要素之间的一种联系方式。为了准确、有效地描述系统状态条件同其故障关系问所存在的关联，提出了条件故障图的描述模型，界定并分析了描述系统状态关系的状态树，并将它与故障图相结合形成条件故障图，用于对故障关系的自动化描述及分析。在此基础上，引入蚁群算法来确定故障树的最优检测次序，并指导系统多故障状态的决策。将它们应用于运载火箭的控制系统，给出了一个特征实例。条件故障图可以有效地描述状态条件对故障关系的影响及作用，蚁群算法能够实时地、自适应地进行动态路径选择。获得了令人满意的效果。