地基伪卫星系统多址测距误差的校正算法

相对于卫星导航,地基伪卫星与接收机距离较近,测距中不涉及电离层传播等误差,易实现高精度测距和定位。但由于地基伪卫星位置固定,在信号连续发射模式下伪卫星信号间的多址干扰(MAI)会引起相对恒定的测距误差,针对地基伪卫星系统这一特点,提出一种基于反馈串行干扰抵消(SIC)的测距算法。首先对全部伪卫星信号进行捕获跟踪和功率估计,然后通过串行干扰抵消算法降低强功率伪卫星信号对期望测距信号的干扰,通过反馈模式进一步提高干扰抵消算法的性能。仿真结果表明,该方法可有效改善地基伪卫星系统强远近效应区域内的测距性能,不考虑其他误差下在强远近效应区域内基于码环可将伪卫星测距性能从10 m以上降低到约0.3 m。     

控制力矩陀螺磁悬浮转子的指数趋近积分滑模控制研究

针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题,开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型,分析了系统参数摄动及未建模动态,并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法,设计了含有电流及位移的积分滑模平面,采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明：采用该方法可有效抑制滑模的抖振现象,参数摄动时系统具有较佳动态性能,同时在转子转动、框架工作时保证系统良好鲁棒性。     

某型固定翼飞机协调转弯鲁棒控制律设计

以某型固定翼飞机为例,针对协调转弯时侧滑过大的现象,采用了鲁棒H_∞状态反馈控制与常规PID(Proportion Integration Differentiation)相结合的控制方法设计控制律结构.基于固定翼飞机线性化模型,研究了H_∞状态反馈在横侧向控制律设计中的应用,并分析了滚转角和飞机速度对转弯半径的影响.仿真结果表明所设计的控制律可行有效,同时验证了对影响转弯半径因素理论分析的正确性.      

基于静态输出反馈的大型飞机横航向控制综合

由于广泛采用轻质材料,大型飞机的结构柔性使得控制系统和结构动力学之间存在不可避免的耦合现象,控制器设计必须同时考虑结构柔性对系统反馈的贡献,并满足飞行品质、鲁棒性等目标.提出了一种利用刚体飞行动力学模型和包含弹性模态的高阶模型设计满足多种目标的控制器综合方法,首先由刚体模型设计静态输出反馈参数,满足动态响应、飞行品质和抑制阵风扰动等要求,在此基础上利用已获得的静态反馈参数针对高阶模型设计H_∞回路成形控制器,实现对结构模态的抑制,并满足系统的鲁棒性需求.仿真结果表明:设计方法能够充分利用包含弹性模态的大型飞机飞行动力学模型的特点,满足结构模态抑制和鲁棒稳定裕度等多种需求.      

基于动态逆的空空导弹奇异摄动中制导律

结合奇异摄动和动态逆方法,以飞行时间和末端能量的线性组合为性能指标,推导了一种近最优中制导律.导弹状态方程根据状态变量时间常数写成三时间尺度系统.降阶系统包括纵程、横程和比能动力学方程.用最优控制理论求解出降阶系统最优解,即原系统的外解.动态逆应用于边界层修正,得到一个闭环控制器,其性能可根据爬升、高空等高飞行和下滑阶段或其他情况的不同要求进行调整.仿真结果表明:该制导律满足了对弹道平滑度、飞行时间和末端能量的要求.中段末端航向误差小,为中、末制导的平稳交接班提供了保障.      

使用混合执行机构的快速机动卫星力矩分配算法

针对单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）存在奇异和单框架控制力矩陀螺（SGCMG）存在框架转速死区的问题,研究了SGCMG与飞轮联合作为执行机构的控制力矩分配算法,以SGCMG功耗、飞轮功耗和飞轮角动量的二次型加权矩阵求和为性能指标,提出了一种形式简洁的混合执行机构力矩分配算法,通过分析,证明该分配算法能够有效的避免SGCMGs的奇异;设计了一种SGCMG功耗加权矩阵的调节策略,解决了SGCMG陷入转速死区的问题,设计了一种飞轮角动量加权矩阵的调节策略,通过对加权矩阵的实时调节实现了对飞轮角动量的管理,解决了飞轮转速的饱和与过零问题。数学仿真结果验证了该力矩分配算法的有效性。     

星上控制力矩陀螺群隔振平台的动力学特性

为能够给星上有效载荷提供一种超静环境,提出一种星上控制力矩陀螺群(CMGs,Control Moment Gyroscopes)的隔振方案,并对所使用的隔振平台的动力学特性进行研究分析.首先介绍了不同参数模型的隔振元件工作原理和参数特性;其次利用牛顿-欧拉法对含有隔振平台和CMGs的卫星进行动力学建模;最后通过频域和时域的方法分析并对比了各个参数模型下的隔振平台力衰减特性以及对星体姿态稳定度的改善程度.结果表明:两参数加调谐质量阻尼器模型下的隔振平台对共振峰值有一定的衰减作用,三参数模型下的隔振平台在力衰减和对姿态稳定度的改善程度上要明显优于其他2种模型.     

一种高性能控制力矩陀螺框架控制方法的仿真研究

由控制力矩陀螺群构成的姿态控制系统是目前敏捷卫星实现姿态快速机动和精确控制的最佳选择,而低速框架的控制精度、响应速度与稳定性直接决定了控制力矩陀螺的工作性能.针对敏捷卫星对控制力矩陀螺工作性能的高要求,本文提出了一种框架的高性能控制方案——基于永磁同步电机及磁场定向控制算法,并结合框架角速度观测器的直接驱动控制方案.在框架角速度极低时,为解决角度传感器的分辨率无法满足控制精度要求的问题,引入Luenberger状态观测器获得框架角速度的观测值,并将该观测值引入框架角速度闭环控制系统.理论分析、仿真实验的结果证明了该方案的有效性.随后,针对电机参数漂移对观测值的影响进行了仿真分析,仿真结果证明了基于观测器的角速度闭环控制系统的鲁棒性.     

姿态机动中SGCMG的一种改进奇异鲁棒操纵律设计

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)在卫星姿态控制中以其具有大力矩输出能力而受到重视并已成功应用于在轨卫星,其应用难点是构形奇异问题,特别是在快速连续机动的过程中,CMG框架角必须迅速脱离奇异状态.使用描述CMG输出力矩和期望控制力矩夹角的奇异度量方法,以便在仿真中观察判别CMG构形的奇异程度.着重改进CMG的奇异鲁棒操纵律,应用高斯函数的方法确定鲁棒系数.仿真实例表明,与传统的梯度型零运动相比,该方法可以在卫星的连续快速机动中使CMG系统更为迅速地摆脱奇异,更为快速地完成机动并减小姿态抖动.     

一种跟随式大磁矩磁力矩器高反电势抑制技术

摘要： 提出一种可以实现大磁矩磁力矩器磁棒电流续流时间自动调节的控制方法,该方法既可以抑制大磁矩磁力矩器高反电势的产生,又无需增加功率器件为磁棒电流提供续流回路,大幅减小控制线路的体积及热设计难度,同时可以满足输出磁矩在小幅值内频繁变换方向的使用要求.