卫星姿态控制的一种鲁棒控制方法

针对含有不确定性的Delta算子离散系统,研究了其鲁棒控制问题。鲁棒控制律的存在条件及设计由线性矩阵不等式描述,便于求解。将所得结果应用于卫星姿态控制系统的设计,以解决对模型进行线性化处理时产生的误差。针对所得控制律进行了仿真研究,结果证明了方法的有效性。     

基于遗传算法的单站测速数据定初轨技术研究

只有单站测速数据的情况下,传统的定轨方法难以实现初轨确定.将遗传算法应用于定轨实践,实现了无初值条件下单站测速数据初始轨道确定,并能满足收敛要求,为缓解测控资源紧张提供了重要支持.在中巴“资源一号“卫星的长期测控任务中应用,证明了本方法的有效性.     

振动能量流的测量不确定度评定

介绍了管壁振动能量流的测试方法和不确定度来源,并进行了详细的分析和评定.     

探讨降低ATE测量不确定度的方法

由于机载ATE的多样性和复杂性,使得影响其测量不确定度的因素多.本文针对机载ATE计量校准的特点,从分析测量不确定度的来源入手,针对计量过程中不确定度引入的实际情况,介绍了减少机载ATE测量不确定度的方法.     

精密转台系统非线性动态自适应控制器设计

提出了一种用于精密转台平滑鲁棒自适应控制器。通过基于σ改进方案的自适应律估计得到未知摩擦参数和非线性项的常值上界,并且利用一种平滑预测算法来改进用于估计不可测摩擦状态的双观测器。为了抑制不确定非线性项,加入了无抖振滑模控制项。通过Lyapunov方法证明了系统的位置跟踪误差是一致最终有界的。仿真研究表明了该控制方案的有效性。     

基于Nash-Pareto策略的两种改进算法及其应用

针对多目标、多设计变量的优化问题,提出了两种优化的新算法:一种是将多目标问题转化为单目标时,对目标权重的确定提出了新的途径;另一种是直接对多目标问题进行优化,并对Pareto遗传优化技术作了改进,以得到均匀分布的Pareto最优解集.两种新算法都是建立在Nash的系统分解与Pareto遗传算法的基础上,因此称这类算法为Nash-Pareto策略.借助于这类算法,文中以跨声速压气机双圆弧类叶型的气动优化为例,给出了气动优化的全过程.数值优化的实验表明所给出的改进算法是可行的、有效的.     

三坐标测量涡轮导向叶片排气面积的方法研究

涡轮导向叶片排气面积是叶片设计和加工中的重要参数,能够显著影响整机性能。为了精确测量涡轮导向叶片排气面积,对三坐标测量机测量叶片排气面积的方法进行研究。在三坐标上测量涡轮叶片排气面积,分别采用触测法和扫描型线法两种测量方法,并对测量结果进行对比分析。通过对涡轮导向叶片排气面积的实际测量,总结了三坐标测量机测量涡轮导向叶片排气面积的测量方法、测量步骤、数据处理方式以及测量不确定度分析。     

跨声压气机内确定应力耦合问题研究

基于三维定常Denton程序发展了二维定常、二维非定常、三维非定常计算程序,以二维跨声压气机叶栅、三维跨声单级压气机近失速点为算例,进行确定应力耦合问题的研究.结果表明:在确定应力应用到时均方程的耦合处理中存在一些因素导致时均方程的解和非定常解的时均值有一定偏差,它们分别是空间差分离散引入的误差、黏性相关项引入的误差、掺混面处理引入的误差.在多排耦合问题中掺混面的处理方式至关重要,对耦合计算结果有较大的影响,简单的掺混面处理并不能获得理想的效果.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Attitude control system design and on-orbit performance analysis of nano-satellite––‘‘Tian Tuo 1’’

‘‘Tian Tuo 1'(TT-1) nano-satellite is the first single-board nano-satellite that was successfully launched in China. The main objective of TT-1 is technology demonstration and scientific measurements. The satellite carries out the significant exploration of single-board architecture feasibility validation, and it is tailored to the low-cost philosophy by adopting numerous commercialoff-the-shelf(COTS) components. The satellite is featured with three-axis stabilization control capability. A pitch bias momentum wheel and three magnetic coils are adopted as control actuators.The sun sensors, magnetometers and a three-axis gyro are employed as the measurement sensors.The quaternion estimator(QUEST) and unscented Kalman filter(UKF) method are adopted for the nano-satellite attitude determination. On-orbit data received by ground station is conducted to analysis the performance of attitude determination and control system(ADCS). The results show that the design of ADCS for TT-1 is suitable, robust and feasible.