运载器饱和非线性姿态控制系统稳定性分析

简要介绍了用描述函数分析饱和非线性系统稳定性的方法，然后在此基础上给出了适合于工程的饱和非线性系统稳定裕度的定义，研究了舵偏角不满足近似关系时，正弦函数非线性对姿控系统稳定性的影响，最后计算了某运载器的伺服机构处于饱和状态时姿态控制系统的稳定裕度。     

高可靠三冗余伺服机构系统

回顾了载人航天高可靠伺服机构系统的研制历程,介绍了载人航天运 载火箭三余度伺服机构系统原理、性能特点及其可靠性验证结果。     

非线性系统部分线性化及其在飞行控制中的应用

本文借鉴非线性系统线性化的设计思想,提出并研究了非线性系统部分线性化问题,给出了可以对非线性系统进行部分线性化的充分必要条件。在此基础上,研究了某飞行器姿态控制系统设计问题。给出了飞行控制规律,最后通过数值仿真验证了本文提出方法的正确性。     

基于伺服机构饱和抑制的模糊滑模控制方法

以高超声速飞行器为研究对象,设计了一种模糊变增益滑模姿态控制器。在控制器的设计中,应用动态逆方法对控制对象的俯仰、偏航和滚转通道进行解耦处理。通过滑模变结构控制方法保证被控系统的鲁棒特性。为了抑制伺服机构饱和,基于专家控制经验设计了滑模控制器增益模糊控制规则。通过仿真验证,证明了本文设计的控制方法在高超声速飞行器姿态控制和伺服机构饱和抑制两方面的有效性。     

运载火箭推力故障不确定性下轨迹可达包络分析

针对运载火箭突发推力故障且故障存在不确定性的轨迹设计问题,提出了一种基于状态转移张量法(STT)的故障火箭轨迹可达包络分析方法。首先,建立了推力故障火箭的运动模型,通过构建故障火箭轨迹重规划问题,基于序列二次规划法获得了不考虑故障不确定性的重规划轨迹; 其次,基于线性协方差对非线性系统的不确定性传播进行建模,并对模型进行线性化,在此基础上提出了基于SST的运载火箭轨迹可达包络分析方法; 最后,通过与多次蒙特卡洛仿真对比验证所提方法在运载火箭轨迹可达包络定量分析中的有效性。     

基于变刚度变阻尼的柔性喷管动态模型

针对柔性接头动态迟滞曲线受控制系统控制位置精度和动态响应速度影响较大的问题,基于电液伺服机构和柔性接头变刚度变阻尼模型,构建了柔性喷管的电液伺服机构-变刚度变阻尼模型,将其和电液伺服机构-定刚度定阻尼模型进行了对比。分析了电液伺服机构主要参数、柔性接头工作参数等对电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的影响。分析结果表明:电液伺服机构-变刚度变阻尼模型所构造的迟滞曲线可更准确地与实验结果相吻合,并符合迟滞曲线随频率变化的规律,反馈系数、放大器静态放大系数、电液伺服机构增益、滑阀流量增益等参数对系统动态特性的影响更为明显。该模型为固体火箭发动机电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的调整提供理论依据。     

发动机地面试验摇摆测控系统设计与实现

某型号液体火箭发动机地面试验时需要进行双向摇摆,本项目设计了一套测控系统与配套的伺服机构控制器进行对接,完成伺服机构驱动控制、数字和模拟量参数测量、摇摆指令文件编制、试验数据分析、能源动力供给等功能.该系统基于1553B总线,使用冗余总线结构保证数据传输可靠性,与伺服机构控制器对接后进行地面联试和热试车考验.结果证明研制的测控系统各项功能、指标满足试车任务要求.     

考虑建模误差的某型火箭末级制导方法研究

运载火箭末级发动机点火后,在制导系统的导引下,火箭最终抵达入轨位置、取得入轨速度,卫星进入运行轨道。火箭末级飞行动力学模型为非线性微分方程形式,难以利用解析方法得到火箭姿态变化特性,进而控制火箭飞行过程中的状态变量。将火箭入轨约束条件转化为最优控制的性能指标函数,利用庞德里亚金极小值原理与牛顿梯度法相结合的方式来解决动力学方程求解问题,得到末级飞行标准轨道;火箭动力学建模过程中,由于参数难以精确计量等的影响,存在建模误差,导致火箭实际飞行轨道会偏离标准轨道。对模型进行线性化处理,引入状态反馈,可以使实际飞行轨道接近于标准轨道,提高卫星荷载入轨要求精度。仿真结果表明:该制导算法可较好地减小火箭载荷入轨误差。     

卫星轨道保持的非线性鲁棒自适应变结构控制

应用反馈线性化方法，对卫星轨道保持的非线性动力学进行线性化，考虑线性化模型的范数有界不确定性，设计变结构各棒控制器，得到卫星轨道保持的非线性鲁棒控制律。在此基础上，利用自适应控制方法，得到一种具有不确定性范数上界估计能力的鲁棒自适应变结构控制器。进行数值仿真研究，验证了所提出控制器设计方法的有效性和适应性。     

无迹粒子滤波在捷联惯导初始对准中的应用研究

给出了捷联惯导系统初始对准时的非线性误差模型,处理非线性系统的传统方法是扩展卡尔曼滤波方法(EKF)即对非线性系统进行线性化后再利用卡尔曼滤波进行处理。而无迹粒子滤波(UPF)是基于蒙特卡罗方法和贝叶斯理论,用加权的粒子表示概率密度函数,通过观测值更新粒子的权值,得到优化的状态估计值和方差,结合无迹卡尔曼滤波(UKF)进行迭代计算,是一种新型处理非线性系统的方法。本文对UPF滤波方法进行研究,运用于捷联惯导系统初始对准的姿态估计,计算机仿真和试验结果均表明了该方法的方位失准角估计精度和收敛速度明显优于传统的EKF。     

预报误差法在伺服系统时域辨识中的应用与实现

介绍了系统辨识中的预报误差法的基本原理,设计了一种简洁通用的软硬件辨识平台。成功地应用预报误差的辨识方法对一个实际的中功率雷达伺服系统实现了时域辨识,得到了该伺服系统比较准确的模型。将辨识结果与一般最小二乘法的辨识结果进行了比较,发现此辨识方法在抑制噪声方面有很大的改进。     

反作用飞轮力矩模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件，提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型，并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性，在此基础上进行了反馈补偿控制的设计。理论分析证明，应用反馈补偿控制的飞轮系统能够精确复现力矩输出指令。运行结果表明，在复现力矩输出指令精度方面，应用反馈补偿控制的飞轮系统优于电磁力矩控制的飞轮系统。特别在克服过零力矩干扰上，应用反馈补偿控制的飞轮系统具有较高的性能。     

MSCMG框架伺服系统非线性摩擦力矩建模与实验研究

在磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)中,由于陀螺耦合力矩的影响,使得陀螺框架系统的摩擦力矩随着陀螺输出力矩和框架角位置的不同而发生变化,为了实现控制力矩陀螺输出力矩的高精度控制,需要对摩擦力矩进行精确建模。对控制力矩陀螺框架系统进行了动力学研究,分析了摩擦力矩随陀螺输出力矩和框架角位置的变化机理和变化规律,并据此建立了磁悬浮控制力矩陀螺框架系统的非线性摩擦力矩模型和非线性动力学模型。用实验数据对非线性动力学模型参数进行了最优最小二乘辨识,并用所得到的模型进行实际数据分析和仿真研究,仿真结果与实际实验数据非常吻合,验证了所建立模型的正确性和有效性。     

舵机伺服系统位置反馈校正方法研究

以传统的舵机伺服系统动压反馈回路为基础,介绍了一种新的伺服系 统动态校正方法。首先给出了现有舵机的简化模型,深入分析了原有动压反馈 回路对系统的作用影响。在此基础上,通过频率域响应设计方法,进行位置反馈 校正网络的设计。同时重点考察所设计系统的相角裕度、幅值裕度、谐振峰值、 闭环带宽等频率特性量。最后,从时域、频域两个方面比较两种校正方法对系统 的影响,验证设计方法的可行性。     

基于动态逆和神经网络的机动弹头姿态控制系统设计

机动弹头是复杂的非线性系统,它给姿态控制系统设计人员以极大的挑战。为了满足飞行稳定性要求,提高系统的适应性和鲁棒性,本文构造了动态逆神经网络姿态控制系统,设计了慢变量和快变量动态逆,引入了在线神经网络进行逆误差的补偿。实例仿真的结果表明:动态逆和在线神经网络的结合,能够实现弹头的稳定飞行。     

卫星GPS组合姿态确定系统方案研究

采用ＧＰＳ定姿技术作为卫星高精度自主姿态确定系统的备份，可以提高系统可靠性。在小型和微小卫星上采用ＧＰＳ定姿技术，保证在满足重量、功耗和其它技术指标的条件下，姿态和轨道控制系统全面满足任务要求。本方案为探索当今姿态和轨道控制系统基本型的研究迈出了一步。     

船载惯性测量单元姿态信息优化方法

随着海洋卫星通信技术的广泛应用,船载通信系统的需求量与日俱增。基于微电子系统的惯性测量单元主要用于测量船体姿态信息,实现姿态反馈与控制补偿,是船载卫星通信设备的核心器件。实际应用中通过卡尔曼滤波处理的惯性测量单元的姿态信息并不完善,经过分析惯性测量单元在运动过程中存在干扰性的有害加速度。分析了有害加速度的产生原因和对测量姿态的影响并提出姿态信息的优化方法。通过此优化方法可提升惯性测量单元的测量精度,增强船载通信系统的控制精度。     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

一种利用动量轮的弹头姿态控制系统概念研究

对一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定外形的再入弹头姿态控制系统进行了概念研究。从动量矩定理和中性静稳定原理阐述了这种控制方案从理论上是可行的。推导了动量轮控制弹头的姿态动力学方程，并基于分离时间尺度方法设计了姿态控制系统。对该姿态控制系统仿真研究表明：1）姿态角跟踪回路性能良好；2）在不需要太大的动量轮控制输入力矩的情况下，能实现滚动通道稳定控制；3）俯仰和偏航通道的正弦跟踪需要相对较大动量矩的动量轮作为执行机构来实现高精度跟踪控制。     

Command shaping for a flexible satellite platform controlled by advanced fly-wheels systems

In this paper we consider the coupling between the flexibility of a spacecraft equipped with variable speed control moment Gyros and its attitude control system, in the framework of command shaping techniques. The analysis is performed on the set of equation of motion written in an explicit form describing a flexible platform and N wheels gimballed to it. The attitude control system is designed upon a Lyapunov based feedback relying upon a rigid body model. Whenever the structure is not stiff enough, flexibility degrades the performances of the controller that fails to track the desired history. We therefore study the possibility of altering the tracking signal fed to the controller trying to get rid of the relevant frequencies notch filtering them in order to reduce vibrations. The results obtained for a test case attitude acquisition maneuver are presented and the benefit deriving from the command shaping technique evaluated and discussed.