外弹道组网测试引导控制系统设计

对网络化测试技术进行了研究,设计了基于外弹道组网测试的引导控制系统,将雷达、光电设备和遥测设备所测量的目标数据坐标转换后进行弹道优选,并将优选弹道数据向所有测试设备实时广播,当测试设备目标跟踪丢失时,将接收到的广播数据作适当弹道外推后用于指引本设备快速捕获目标,提出了最小二乘+莱特准则的弹道优选算法。实验结果表明,与传统测试相比,利用本文设计的引导控制系统组网测试设备跟踪率得到显著提升,尤其光电设备跟踪率从75%提高到96%左右。     

多套测试系统比对试验中标准差处理方法

针对全组合测量的数据，根据最小二乘法原理，提出了一种特殊的多套测试系统精度比对实验中标准差的最小二乘平差处理方法，当比对套数ｍ＞３时，利用此方法可分解开究竟哪一台仪器（或哪一套测试系统）的标准差最小，哪一台其次，从而评定参与比对各仪器精度的优劣，并以五套测速比对系统为例进行分析、论证。     

MSCSG随机误差测试及误差源分析

针对磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)的角速率测量信号中存在较大的随机误差,不利于提高MSCSG敏感精度,以MSCSG原理样机为研究对象,提出采用Allan方差分析法对MSCSG实测数据进行随机误差分析。首先,根据MSCSG角速率敏感原理推导出MSCSG转子偏转角速率的量测公式;其次,应用Allan方差分析法和最小二乘拟合方法计算出5种典型随机误差系数。计算结果显示:在MSCSG随机误差中,零偏不稳定性、速率随机游走以及速率斜坡占主要成分,而量化噪声和角度随机游走误差所占比重较小。依此,对MSCSG误差来源进行了指向性分析,并给出了随机误差的抑制补偿方法,为MSCSG敏感精度的提高奠定了理论基础。      

一种基于标准弹道法的自适应制导律设计

提出一种基于自适应补偿思想的再入飞行器纵向制导律改进方法.首先利用未知摄动函数描述纵向动力学方程,并基于此设计了对气动参数变化具有自适应能力的控制律,与原标准轨道控制律叠加形成全控制律,最终用于再入制导.仿真结果表明,所设计的控制律对于气动参数变化,大气密度变化具有较好补偿效果.     

基于PLS-SEM的航天器控制系统能力建模方法

为提升航天任务完成品质,航天器需根据任务及环境针对性调整自身能力,而对航天器控制系统高层次能力的定量刻画,即系统能力建模是实现上述调整的重要理论依据。针对一类航天器姿态控制系统,提出一种基于偏最小二乘-结构方程模型(partial least square structural equation model, PLS-SEM)的航天器控制系统能力建模方法,实现对包括控制能力、观测能力等抽象能力的定量描述。首先,根据航天器闭环控制系统的结构要素,综合设计能力建模所需的指标类型,生成建模数据样本。在此基础上,设计并构建SEM框架下的能力变量体系,进而通过PLS算法完成模型路径、载荷、权重等关键参数的确定,并对所得PLS-SEM能力模型的结构方程与测量方程的有效性、可信性等分别进行评估。最终,根据航天器PLS-SEM能力模型对控制系统的各抽象能力进行定量描述与分析,验证本文所提出建模方法的可行性。     

位标器陀螺转轴静平衡测试系统设计

为了对位标器陀螺转轴的静不平衡量及其分布的角位置进行测试,研制了一种位标器陀螺转轴静平衡测试系统.该系统通过调整夹具的方向使得位标器的被测轴与转台水平轴平行安装,测控系统驱动转台依次转至预先设定的36个锁定角位置处,在每个锁定角位置处,由伺服控制信号锁定位标器的两个轴后,驱动另外一个被测轴进行正弦小角度转动,通过对被测轴驱动电流测量量的多周期积分就可以得出被测轴此时的静不平衡力矩.转台顺次转过一周后,通过对被测轴所测36个静不平衡力矩及转台锁定角度的最小二乘拟合,可以确定出被测轴的静不平衡量大小及其分布的角位置.最后进行了加载实验及其重复性测试实验,结果表明该测试系统重复测量的静不平衡量测试精度能达到±0.25 mN·m,角位置测试精度能达到±2°,具有较高的测试精度.      

面向未知环境的空间机械臂自适应阻抗控制研究

针对空间机械臂与环境接触时环境刚度和阻尼会发生突变或渐变情况下的柔顺控制问题,提出了一种阻抗参数可根据环境自适应改变的控制方法.利用最小二乘法,对空间机械臂接触的环境阻尼与刚度进行在线估计.通过分析空间机械臂与环境接触时的系统特性,推导了环境与机械臂看作一体的二阶系统,并由二阶系统的响应特性提出了阻抗参数随环境自调整的自适应方案.最后以平面2自由度机械臂为对象进行了数值仿真,相较于传统阻抗控制方法,所提出的自适应阻抗控制在力控制精确性、减小最大接触力和适应不同接触环境上有一定的优势.     

基于Hammerstein-like模型的超磁致伸缩作动器建模与控制

超磁致伸缩作动器的率相关迟滞非线性成为其在工程应用中的一大阻碍因素.通过使用特殊建模激励信号,基于最小二乘支持向量机建立了一定频率范围内的统一率相关Hammerstein-like迟滞非线性模型,该模型能够保证其建模频率范围内单频和复合频率的模型泛化性.在此模型基础上,设计了前馈逆补偿与PID (Proportional-Integral-Derivative)反馈控制相结合的复合控制策略,针对一定频率范围内的所有单频和复合频率的输入信号,该控制器都能够保证其跟踪控制效果,最后通过实验实时跟踪控制结果进一步验证了所设计控制器的有效性.     

嫦娥五号探测器GNC系统设计

为实现我国首次月球样品无人采样返回任务,设计了嫦娥五号(Chang’E 5)探测器制导、导航与控制(GNC)系统.根据任务要求和探测器特点,GNC系统设计分为轨道器GNC子系统、返回器GNC子系统和着上组合体GNC子系统.给出了嫦娥五号探测器GNC系统的架构设计、工作模式以及在轨飞行结果.结果表明,GNC系统设计正确,成功完成了动力下降、起飞上升、交会对接、返回再入等关键动作,实现了月球表面起飞上升、月球轨道交会对接以及携带月壤以近第二宇宙速度二次再入返回的三项首次任务,各项功能性能满足任务要求.     

一种火星进入段在线脱敏轨迹设计方法

为降低轨迹求解难度,提升脱敏制导的适应性,针对火星进入段提出一种在线脱敏轨迹设计方法.首先,采用预测的末端航程偏差和状态敏感度作为性能指标,利用该指标为倾侧角凸函数的特性将最优求解问题转换为简单的动态寻优过程;其次,结合任务要求和估计的进入点状态,通过迭代得到同时满足航程和横程要求的三自由度脱敏轨迹.仿真表明该方法可达到与现有脱敏设计相近的末端状态精度.     

DFD风洞测控系统设计

DFD风洞测控和数据采集处理系统以工业控制计算机为核心,通过PCL-818A/D数据采集卡完成试验数据采集、反馈信息入口和控制指令出口,实时进行实验条件监测。系统软件采用VB6.0编制,实现了风洞风速闭环控制、模型姿态处理调整、流场品质测量及全机模型低速风洞实验等。该系统造价低,操作界面友好,使用维护方便,具有很好的实用性。     

基于三体系统平动点轨道的环日全景任务轨道设计

在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。     

翼伞系统自动归航轨迹的设计

从六自由度动力学仿真结果入手,分析了翼伞系统飞行的基本特性,在此基础上进一步简化了模型。对于分段规划法,详细介绍了其设计的思想和各阶段的特点,并根据不同的情况提出了一整套的归航方案。对于最优控制法,介绍了其建模过程,在求解中采用了单位为1的量和等数量级的预处理方法,以提高计算精度,也便于加权因子的选择。通过算例验证了两种方法的可行性,并通过对比说明了各自的特点,为工程实际的运用提供了一定的参考。     

发动机流量测控设备校准系统设计与实现

为了验证发动机流量测控设备的准确性和可靠性,本文建立一套流量测控设备的校准系统,实现对发动机流量测控设备进行校准。完成了发动机流量测控设备校准系统的不确定度分析,设计了校准系统中的关键硬件系统,开发了校准系统软件系统,从而实现对发动机流量测控设备的自动控制和校准,该校准系统具有配置灵活和操作简单的特点。     

某起动机转速切断装置自动测控系统设计

采用高速单片机C8051F020和VNH3SP30单封装全桥电机驱动芯片控制电机上升速度并进行转速等数据采集,设计出某飞机起动机部件-转速切断装置组件地面测控系统。实际使用证明该系统能确保转速上升斜率的一致性,捕捉到的切断转速值可靠,并且工作稳定、性价比高、人机界面友好。     

基于最优控制的高超螺旋俯冲轨迹设计

针对高超声速飞行器在俯冲阶段的突防与制导问题,提出了一种基于最优控制的螺旋俯冲轨迹设计方法。首先,根据二阶视线角加速度相对运动方程强耦合、非线性的特点,引入了反馈线性化技术,将非线性系统转化成了线性系统;其次,为了让飞行器实现对目标的期望角度打击,在状态方程中引入了终端落角约束项。然后,以零化视线角速率和使消耗能量最小为目标,采用最优控制得到了加速度形式的控制输入。接着,为了让飞行器在空间内进行螺旋机动,设计了螺旋加速度控制飞行器速度矢量可绕瞬时视线轴进行旋转;最后,考虑到机动与制导的冲突,设计了高度函数使得最优与螺旋两种信号进行匹配。仿真结果显示,在面对相同的防空威胁时,与基于比例螺旋的轨迹相比,本文设计的俯冲轨迹具有更好的突防效果。     

基于System Generator建模的微半球陀螺数字化测控电路设计

随着对于惯性测量单元精确度的要求不断提升,针对于陀螺仪测控电路的要求也逐步提高。首先介绍了微半球谐振陀螺的结构与工作原理,然后对其测控电路工作原理进行了介绍。之后通过System Generator建模设计出微陀螺的闭环控制与检测电路方案,搭建微陀螺的电路系统,完成微陀螺的性能测试,为微陀螺的测控电路领域的研究提供参考和支持。     

再入飞行器制导与总体参数的一体化设计

研究高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计问题.论述飞行器总体设计中气动特性、姿控能力、防隔热水平、伺服能力、质量、结构强度、战标等总体参数对制导的影响,指出高超声速再入飞行器外形及制导的特点决定了在概念设计、方案设计阶段就需要考虑制导需求.以某飞行试验为背景,开展制导总体方案论证,协调飞行器总体参数与制导方案,给出高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计的途径,为再入飞行器的工程研制提供思路.